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本文在对民航几个具有代表性的机场和航空公司进行调研基础上,提出了ILS/MLS成本计算和未来机队预测方法,从我国目前应用ILS现状出发,列举了由MLS可能获得的效益。根据成本计算结果的比较和分析,提出了我国ILS/MLS过渡方案参考的结论和建议,供领导机关作决策选择。 相似文献
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给出了用低速N-S方程求解高速列车绕流的数值计算方法,采用显隐式结合的方法来加快收敛速度,基于该方法编制了计算软件系统Train 3D,用该软件系统对高速列车外形的外流场进行了数值模拟,获得了该外形的空气动力特性和流场结构。 相似文献
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本文介绍用最大似然法依据飞行数据确定NASA的F/A-18大迎角研究机的大迎角气动稳定性和操纵性导数,参数识别软件pEst是在NASA德赖顿研究中心开发的,由NASA提供并为大迎角状态采用更替建模法而对其作了改进。研究结果获得了纵向动态参数参数的估算值。 相似文献
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本文在对民航几个具有代表性的机场和航空公司进行调研基础上,提出了ILS/MLS成本计算机和未来机队预测方法,从我国目前应用ILS现状出发,列举了由MLS可能获得的效益。 相似文献
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根据30CrMnSiNi2A高强度钢的疲劳试验结果,系统地介绍了该材料P-S-N曲线的测定、绘制、数据处理方法,并阐述了Kt=5时的材料疲劳特征。还附有数据处理用表。 相似文献
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电阻焊多参数监测仪研制 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了用STD工业控制微机研制的电阻焊多参数监测仪的工作原理、硬件结构、软件流程等。并利用研制的监测仪,对电阻焊过程电奉数与熔核尺寸的关系作了初步探讨,在实验室条件下对监测效果进行了工艺试验,获得了较满意的结果。 相似文献
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采用分区耦合方法计算固体火箭轴对称燃烧室与喷管流场。对于低速的燃烧室流场,选用不可压流的N-S方程描述并用SIMPLEC方法数值求解;对于高Re数的喷管流场,则采用Eu-ler方程描述并用SCM方法求解。计算时用燃烧室出流为喷管流场提供入口参数,同时用喷管流场压强分布反馈影响燃烧室流动状况。对耦合边界条件处理方法进行了探讨。对典型的侧壁加质燃烧室与喷管流场进行了计算,计算结果揭示了单独喷管流场计算难以反映的喷管收敛段近壁区的低速区域,与已有的燃烧室流场实验结果一致并反映了燃烧室与喷管流场之间的联系,较好地模拟了流动中的物理现象。 相似文献
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本文从压力分裂形式的简化N-S方程出发,用Rubin格式对超声速粘性流动进行了数值求解,给出了超声速绕凹角附着流及带有小分离气泡流动的结果,与其它数值方法所得结果相比,符合较好。 相似文献
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对S弯扩压管道内安置自动定位叶片后的气流流动特性进行了实验研究。结果表明,位于模型进气口处的可转动叶片在气流作用下能有两个自动稳定的位置。如果忽略可转动叶片转动轴的摩擦力矩,当叶片处在这两个自动稳定位置时,气流对叶片的合作用力矩为零。研究结果还进一步表明,自动定位叶片对S弯进气道出口压力场与速度场起着重要作用。本研究为以后如何采取叶片技术抑制S弯进气道出口的旋流流动,以及模拟旋流流动提供了重要技术基础。 相似文献
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管内流态畸变对压差式流量计的测量精度有较大影响。在流量计的上游安装流动调整器,可以达到改善甚至消除流态畸变、提高测量精度的目的。为了研究流动调整器的整流效果及性能,选取竖直双弯头(90°布置)和半开阀门(50%开度)两种涡发生器来产生流态畸变,采用PIV测速技术,对管束式流动调整器、AMCA调整器和Zanker流动调整器三种流动调整器的整流效果进行实验研究。研究结果表明,相较于无流动调整器情况,三种流动调整器均能明显起到改善流态畸变的作用。其中管束式流动调整器和AMCA调整器可以有效地消除径向速度波动和漩涡流动,而Zanker流动调整器消除速度不对称分布的能力最强,同时带来的压力损失也最大。 相似文献
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为研究幂律型凝胶推进剂在管路中的流动特性,对直径4~14 mm,长度0.5~2.0 m的一组直圆管和直径6 mm,弯角20°~90,°弯曲半径比1~5的一组弯管,在1~30 m/s的流速下,用3种模拟液进行了实验和仿真。对收缩角10°~50°,收缩比3~1.5的收缩和扩张管,在流速1~30m/s的范围内,用模拟液进行了仿真。结果表明,其它条件相同时,管长、弯角、流速和收缩比增加,流动损失增加;凝胶推进剂在管路中呈"柱塞"形流动,其特性取决于流速、流变指数和稠度系数;管壁附近的剪切速率最大,表观粘度最小;弯管内侧剪切速率小于外侧剪切速率;收缩型截面中,剪切速率逐步增大,粘度逐步降低;突缩和突扩截面存在低速回流区。 相似文献
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发动机涡轮部件在高空低速飞行条件下工作雷诺数降低,其损失显著增大、效率显著降低。应用实验分析与数值模拟相结合的方法,深入认识高空低雷诺数条件下涡轮流动损失的特征和规律,数值计算是基于Jame son中心差分和Runge Kutta时间推进的N S方程计算的有限体积方法。研究表明,随着雷诺数降低,涡轮叶栅流动损失增大,当雷诺数小于42000之后,涡轮叶栅流动损失呈明显增大的趋势。数值计算结果表明在低雷诺数条件下,涡轮叶栅吸力面后部流动产生了分离,这是流动损失增大的主要原因。数值预测的结果与实验测量结果的趋势吻合得相当好。 相似文献
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