绕轴旋转圆柱结冰特性结冰风洞试验

绕轴旋转物体结冰是一种常见的结冰现象,如风力机叶片和直升机旋翼结冰等。针对该旋转模型的结冰问题,以绕轴旋转圆柱为对象,进行了结冰风洞试验研究。试验在自行设计的利用自然低温的结冰风洞系统中完成。在对结冰风洞试验能力进行验证后,对具有不同直径、转速和结冰时间的旋转圆柱结冰进行了试验,建立了旋转圆柱的结冰分析与评价方法,分析了转速、圆柱直径、结冰时间等对圆柱结冰形状主要特征量的影响规律,包括结冰面积、无因次结冰面积、驻点厚度、无因次驻点厚度、驻点偏转角、无因次结冰上下极限等,获得了旋转圆柱的结冰特性。在此基础上,通过回归正交试验设计,构建了旋转圆柱结冰的预测模型,并进行了验证与分析。研究结果可为绕轴旋转物体结冰特性研究提供参考和借鉴。     

一类带两参数的高维脉冲泛函微分方程周期解的存在性

利用不动点指标定理,研究了下列带两参数的高维脉冲泛函微分方程:x′=A(t)x(t) λf(t,xt),t≠τk,△x|x=t k=μIk(x(τk)),t=τk,k∈Z ,建立了其周期解存在和不存在的一些充分条件。     

2n阶边值问题的正解

通过运用锥不动点定理来讨论2n阶边值问题[multiply fro i=1 to n(-(d~2/dt~2) λ_i)]u=f(t,u),0-π2,i=1,2,…,n。f是非负连续函数。     

降落伞附加质量与开伞动载

主要符号标识As为伞衣名义面积;CA为降落伞充气过程中的阻力特征;（CA）s为伞衣完全胀满时的阻力特征;（CA）w为回收物的阻力特征;Cs为以面积As为参考面积的阻力系数;Cst为充气过程中以伞衣投影面积πr2为参考面积的阻力系数;（CA）0为伞衣...     

2K＋1正则图的自由边

本文利用 Tutte 定理,给出并证明了满足一定条件的2k 1正则图中的每个边都是自由边的结论。     

直升机尾桨轴疲劳试验技术研究

尾桨轴为直升机传动系统中的关键部件,疲劳破坏为其主要的失效模式。本文结合某直升机尾桨轴的疲劳试验,介绍了疲劳试验设计、试验实施方案设计的工作内容和方法。考虑试验的考核要求,对锥齿面啮合处约束边界进行工程简化,设计了防扭结构。将试验载荷分解到作动器上进行协调加载,实现旋转弯矩和剪力绕尾桨轴轴线的旋转,模拟了真实载荷的传递和分布。根据飞行谱和使用载荷确定低周疲劳载荷谱,并给出了既满足加载要求,又易于实现的加载方法。     

一种双轴旋转惯性导航系统的重要参数快速自标定方法

为了提高双轴旋转惯导重要参数标定的快速性和精度,提出一种快速自标定方法。通过设置不同的标定路径可以在10 min内完成陀螺和加速度计的零偏以及标度因数误差的标定。该方法利用基于姿态误差观测的卡尔曼滤波完成陀螺零偏的估计。通过六位置翻滚并以速度误差作为观测量进行卡尔曼滤波,完成加速度计的零偏及标度因数误差的标定。使天向陀螺绕方位轴旋转4周,使水平陀螺绕水平轴转动4周,通过计算旋转前后的姿态误差完成陀螺标度因数误差的估计。仿真和试验结果表明,该方法可以实现双轴旋转惯导重要参数10 min内完成自标定,且具有较高的精度。     

低采样率下对高频信号的识别方法

一、问题的提出 对于航空涡喷发动机等旋转机械,其叶片振动信号的提取已由接触式发展到非接触式。转子每转一周,每个叶片经过探头位置一次,产生一次采样。所以探头对单个叶片信号的平均采样率等于转子的运转速率。而根据采样定理,截止频率(Nyguist频率)f_c为采样频率f_s的一半(f_c=f_s/2)。     

基于SPSS对部件故障率的预测

提出一种优化的航材需求预测方法,利用汽车维修的数据,根据已知数据、数据分布和问题的不同,分别建立了fh1(x)=ah1+bh1x,fh2(x)=ah2x1/2+bh2,gx(x)=1/a2+bkx这3种模型(其中a,b为参数).对于fh1(x)采用线性回归,fh2(x),gk(x)采用非线性回归进行拟合;当数据拟合曲线误差较大时,采用精度加权值的方法来进行拟合,模型为h(x,y)=rhfh(x)+(1-rh)gk(y),其中rh=R2h/(R2h+R2k),且对所有参数进行了F检验.     

二分图中哈密顿[k,k+1]因子

主要研究了在均衡二分图G中哈密顿[k,k 1]因子的存在性.设G=(X,Y,E),|X|=1Y1=2/n≥4(k-2)-3,k≥2且n≥2,δ(G)≥k,若G中每一对不相邻的顶点u,v有max{dG(x),dG(x)}≥4/n 2,则G有包含哈密顿圈C的[k,k 1]因子.在此基础上,进一步给出结论:二分图G=(X、Y、E),|x|=|Y|=2/n≥4(k-2)且n≥2,δ(G)≥k,若G中每一对不相邻的顶点u,v有dG(v)≥2/n 4,则G有包含哈密顿圈C的[k,k 1]因子.结论在很大程度上改进了已有的包含哈密顿圈的度条件,进一步完善了包含哈密顿圈的因子理论.     

旋转爆震发动机喷管非定常流动特性的数值模拟研究

为分析旋转爆震喷管内非定常流动特性,基于特征线方法和旋转爆震燃烧室出口时均参数设计了一种塞式喷管模型,通过改变塞锥式喷管的进出口压比π(π=15,30,45),分析了喷管内非定常流场结构与喷管工作性能之间的相互关系,并探究了喷管进出口压比变化对喷管工作性能的影响.研究结果表明:旋转爆震燃烧室下游斜激波进入喷管后,在喷管...     

Banach空间上非扩张映像的一个不动点定理

设X为满足Opial条件的自反Banach空间,D包含X为一闭星形集。证明了非扩张映像G：D→D的一个新的不动点定理,这一定理推广了已有相关结果。     

四阶非线性常微分方程四点边值问题解的存在性、唯一性

本文利用格林函数、Banach空间中的压缩映象原理及Schauder不动点定理证明了四阶方程y( 4 ) =f(t,y ,y′,y″,y ) ( 1 )满足下列四点边界条件y(i) ( t1) =a1,y(j) ( t2 ) =a2 ,y(k) ( t3) =a3,y(l) ( t4 ) =a4 ( 2 )的边值问题解的存在性和唯一性。其中 t1, t2 , t3, t4 ,∈ {t1,t2 ,t3,t4 }且互不相同 ,a 相似文献   

旋转坐标系N-S 方程无网格/网格混合算法

为了模拟涡桨发动机等绕固定轴旋转的桨叶流场,发展了一种求解旋转体非定常黏性绕流的无网格/网格混合算法。算法基于求解旋转坐标系纳维尔-斯托克斯方程展开,避免了旋转角速度特征物理量的插值运算;计算域采用整体网格和物面附近局部无网格离散,通过引入无网格和网格对偶点,实现了混合算法绕流信息的跨区交换,并给出了一种对偶点调整选取的方法;基于无网格点云空间导数逼近方法离散控制方程,并结合隐式LU-SGS算法,给出了混合算法求解非定常问题的双时间步隐式推进格式。结果表明:所提算法通过2维振荡翼型非定常绕流、旋转圆柱黏性绕流和模拟发动机桨叶旋转运动的3维悬停旋翼绕流进行了考核,所得升力系数等重要气动数据的变化趋势与文献试验或计算值一致,典型截面处所示的激波强度和位置亦与文献值吻合,展现出算法在模拟旋转部件绕流问题方面具有广阔的工程应用前景。     

带有转轮的空间转轴起落架理论图设计原理

 <正> 1.前言 飞机采用空间转轴起落架一般有两种型式,其中之一为A型(图1(a)),支柱与机轮等构件相对位置保持不变,一起绕空间轴收入起落架舱;另一种为B型(图1(b)),它有两部分运动:一是支柱绕空间轴运动,一是机轮随支柱转动的同时,再相对支柱的转轮运动。     

绳系并联支撑飞机模型绕速度矢量旋转运动设计与模拟

绕速度矢量旋转运动风洞试验是研究战斗机尾旋和大迎角复杂机动特性的一种重要手段，其中模型支撑是关键。创新性地设计了基于六自由度绳系并联支撑的旋转运动方式。提出定旋转角速度和定气流角2种旋转运动设计方法，推导得到旋转运动参数与模型位姿之间的关系式，并给出两者的关联；结合支撑系统动力学模型，设计绳长为控制变量的计算力矩控制律。通过ADMAS软件仿真和原理样机试验验证，结果表明所提设计方法可以实现飞机模型绕速度矢量变气流角定速率、定气流角变速率等复杂变参数旋转运动，且定气流角方法既能满足三自由度定耦合比关系，还能准确地模拟战斗机正飞/倒飞尾旋运动，这将为深入研究尾旋和大迎角机动特性提供技术支持。     

用铣床加工椭圆内腔型面

我厂加工某种激光发生器腔体零件,其内腔型面为椭圆形,材料是H62,结构如图1所示。其中:2a=50±0.05毫米,2b=40±0.05毫米内腔表面光洁度要求▽10。为了保证产品质量满足其使用性能要求,经多次试验,最后在X53K铣床上采用粗铣、内腔尺寸分段抛研的工艺方法,达到了设计要求,采用这套工艺方法,操作简便,精度可靠,光洁度高。一、加工前的准备工作 1.加工原理分析所加工内腔椭圆型面,长轴2a=50毫米,短轴2b=40毫米,如果选用铣刀直径φ=50     

广义协调条件的薄板弯曲三角形元和矩形元

其中兀_p和π_(mp)是最小势能原理和修正势能原理的泛函;w是单元内挠度;(?)、_(?)_n、(?)_s是单元间的位移;Q_n、M_n、M_(ns)是单元周线(?)A_e上的边界力。如果单元内部位移场在单元周线上的位移[w、((?)w)/((?)n)、((?)w)/((?)s)]和单元边界位移[(?)、(?)_n、(?)_s]~T满足广义协调条件     

机翼亚音速非定常气动力计算

分析机翼非定常气动力特性既可用实验方法[1～3],也可用数值计算方法[4]。现采用非定常涡格时间历程法对机翼沉浮、俯仰、偏航和滚转振荡时的气动力进行计算。1　基本原理与计算公式设图1中t=0时机翼作定常运动;t=Δt时,机翼攻角突变1°,则机翼上产生一涡环ΔΓ1,并以V0向下游运动;t=2Δt时,机翼上又产生一涡环ΔΓ2;随着时间的推进,不断产生以V0向下游运动的涡环,从而模拟机翼的非定常绕流。当涡环以V0运动时(图2),其速度势为φP0=V0Γ4πlimy→0y∫b/2-b/2dz∫x1+V0tx11rdx上式对x、y、z分别求导得到非定常涡环的诱导速度Vx=V0Γb4πx…     

基于最差件等寿命曲线的桨轴高低周复合疲劳寿命分析

以Goodman曲线为基础,构造了考虑应力集中系数和疲劳极限强度分散系数影响的最差件等寿命曲线,然后基于最差件等寿命曲线建立了桨轴高低周复合疲劳寿命分析方法,用于预测桨轴的安全寿命,并给出了预测方法的适用范围为低周103～105次循环。采用此方法对两种载荷下的某型航空发动机桨轴进行了高低周复合疲劳寿命预测,并与试验结果进行了对比。结果表明:基于最差件等寿命曲线的桨轴高低周复合疲劳寿命分析方法成功预测一组安全寿命低于低周1 000次循环的载荷,且另一组载荷预测结果也与试验结果相吻合,预测方法是可行的。