二、锥蜗杆蜗轮传动的数学基础

一、齿轮轮齿的一阶作用的普遍规律如果将有关齿轮轮齿的作用的某些基本概念弄清楚了,那么锥蜗杆蜗轮是比较容易了解的。实际上,锥蜗杆蜗轮就是这些概念的系统化的阐述,用这些概念来发展新的齿轮。大多数的齿轮是绕固定轴转动的,它们之间的角速度比是恒定的。这些固定轴可以是平行的、相交的或交叉的,而各类齿轮就是按这些相对位置的运动加工出来的。所有这些齿轮的共轭作用可由与之完全通用的齿轮轮齿的一阶作用的普遍规律表示,关于这个规     

提高精锻模具使用寿命的方法

模具的使用寿命直接影响精锻效果。一个好的精锻件的获得,除了以合理的模具设计、精确的模具加工来提高模具的质量外,还必须通过合理的模具选材、锻造、热处理、表面处理以及润滑,采用合适的预热温度,缩短锻件与模具的接触时间,选择合适的锻造设备能量等来提高模具的使用寿命。下面介绍的锻模预处理、锻模翻新、模具的预热以及合理的模具润滑对提高模具寿命的作用是明显的。     

湍流边界层分离区的瞬间测量和统计描述

一、前言 正如大家所熟悉的,在层流边界层的情况下,只要主流是定常的,那么分离的位置就是确定的。但是湍流边界层则不同,即使主流是定常的,分离的位置也是变动的,并且不会是二维的。湍流边界层的这个性质的发现,引起了人们的兴趣和对于分离概念的     

搞活国营大中型企业的现实思考

搞活大中型企业,着眼于单向的放权让利抑或着力于企业经营机制的转换?不同的抉择所导致的经济效果是截然不同的。 国营大中型企业的活力既来自自身相对利益的追求,又来自市场竞争的压力,要从根本上解决企业活力不足的问题,首先,要实现经济工作的指导思想从产品经济的思想观念向有计划商品经济的思想观念的转变;其次,要围绕着市场进一步深化企业内部的改革。     

管理会计在我国商业银行应用中的问题及对策

随着国际金融自由化影响的加剧和我国金融管制的逐步解除,商业银行由于产品的趋同面临着巨大的竞争压力。而管理水平的高低是评价银行有无发展潜力的重要标尺。管理会计作为银行经营管理中极其重要的工具之一,其水平的高低往往决定着银行内部经营管理的质量。从我国商业银行应用管理会计的现状出发,详述商业银行管理会计的价值、应用的必要性,并指出面临的问题及解决的对策。     

飞控系统的模糊模型及其研究

在Takagi-Sugeno模型的基础上,建立了飞控系统的模糊模型。讨论了该模型的整体渐近稳定性,给出了判定该模型的整体渐近稳定的充分条件和满足一定条件的控制器的设计方法。最后对国产某飞机的纵向短周期运动系统的分析说明本文的模型是合适的,方法是有效的。     

论新型城镇化背景下的人的现代化

城镇化是现代化的必由之路,尽管在发展的硬指标上新型城镇化的任务还比较艰巨,但也不能因此而忽视城镇化的软指标,即人的现代化.人的现代化的核心在于文化观念的转换,传统文化的观念系统存在着诸多影响现代化发展的因素.开展持久的关于现代文化意识的启蒙教育,在政治、经济制度领域实现彻底的现代转型,是实现人的现代化的关键.     

齿厚的磨损量

圃 @ ② @ x w g 一 w M @ X 彬 @ W ④ ③ w26·齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量齿厚的磨损量     

加强航班计划管理提高公司经济效益

StrengtheningtheFlightScheduleManagement影响航空公司经济效益的因素很多,既有外部经营环境的影响,又有自身经营管理的因素;既有国家宏观调控的影响,也有微观管理的因素;既有财务管理的影响,更有航班计划管理和销售管理的因素。综合起来,在各种因素中,笔者认为,随着市场竞争日趋白炽化,加强航班计划管理是提高经济效益的基础。要提高航空公司的经济效益,首先要重视航班计划的管理。航班计划的管理,对于小型航空公司的重要性尤为明显。航线网络的科学性、班次的合理性、时刻的可竞争性、机型调节的灵活性、飞机的利用率安排…     

温度、密度对目标等离子体隐身效果影响的FDTD分析

采用等温近似,给出覆盖目标的不均匀的、各项同性的、热的、碰撞的、等离子体的电磁反射的三维FDTD算法的公式。在一维条件下,计算了不同密度分布、不同温度的等离子体对电磁波的反射系数。给出了温度、密度对电磁波在等离子体中的碰撞吸收的影响。结果显示,增大等离子体的温度和密度将有利于等离子体对电磁波的吸收,增大吸收的带宽,减小等离子体覆盖目标对电磁波的反射。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。