某型机钛合金桨毂中央件设计改进及试验评估

本文介绍了某型机钛合金桨毂中央件设计改进以提高中央件疲劳寿命,主要阐述了中央件疲劳试验提前失效原因、设计及工艺改进措施,同时阐述了设计改进后的中央件试验考核结果。为钛合金在其它型号的设计应用提供参考。     

对VC++ MFC类库中CFile类的派生类的研究和示例

VC＋＋中MFC类库中所包含的各个应用结构类都是派生于根类CObject，拥有许多共同的接口和方法，为Win32下的编程提供了许多方便。针对类的派生特性，亦可以通过派生MFC类库中的某些应用结构类，构造可以实现更高效，更实用．功能更强大而不影响其拥有的父类的功能模块的应用子类．本文以CFile类及其由笔者编写的派生类为例，来对MFC类的派生用法进行阐述和研究。     

Maxwell气固相互作用模型对稀薄高超声速凹腔绕流流动特征和热环境的影响

针对高空航天飞机等再入飞行器表面缺陷或防热瓦缝隙导致的局部压力过高和气动加热问题,采用直接模拟Monte Carlo （DSMC）方法研究了飞行高度为80 km的稀薄流区高超声速凹腔绕流问题,考虑气固相互作用（GSI）模型对凹腔流场特征和表面压力、热流的影响。结果表明：稀薄流条件（80 km）下,GSI为完全漫反射时,在凹腔前缘分离的剪切层再次附着在后缘,在凹腔内部形成一个充满腔体的单涡结构;随着GSI从完全漫反射向镜面反射变化,气体与凹腔表面之间的切向动量交换减弱,即黏性剪切作用减弱,外部气流被卷入凹腔的程度减弱,导致涡结构不断减小直至消失,凹腔底部逐渐出现所谓的"死水区"。与完全漫反射相比,镜面反射或近镜面反射会导致凹腔上游侧面的峰值压力和峰值热流以及下游侧面的峰值压力剧烈增大,在飞行器设计中,应特别留意上述表面的压力载荷和热载荷。     

某型号燃气发生器燃烧稳定性分析

为对某型号液体火箭发动机的燃气发生器提供可靠的设计方案,对燃气发生器各种设计方案的工作过程进行了数值仿真及稳定性能研究。根据燃气发生器的特点对该燃烧室进行了数学建模和数值仿真,针对不稳定燃烧的类型对该型号燃气发生器进行了低频稳定性分析。结果表明:数学模型能够很好地对燃气发生器工作过程中各物理参数进行预估;通过提高氧的喷注压降、减小氧的燃烧时滞等方法可以有效地提高该型号的燃气发生器的工作稳定性。     

网格拓扑和湍流模型参数对多段翼流动的影响

计算网格和湍流模型是影响CFD结果不确定的重要因素。基于NHLP-2D高升力翼型开展了数值试验对比研究,采用多块分区方法研究了适用于二维复杂构型的网格拓扑结构和网格分布方法,并在尽量排除网格影响因素的情况下,采用均匀设计方法初步分析了SST模型参数在低速多段翼型绕流流场中的影响大小。研究成果在工程应用中具有一定的参考价值。     

有效前沿在风险投资组合中的应用

在Markowitz的现代证券组合理论中,有效前沿是一个重要内容,在风险投资中有着广泛应用.将分别就有风险资产和具有无风险资产两种情况对有效前沿进行探讨,给出了这两种情况下有效前沿之间的关系并加以证明.讨论了在这两种情况下,投资者如何使用效用函数和有效前沿进行风险投资.最后进行实例分析,验证了我们所给的结论.     

多孔扰流板对半封闭窄箱梁涡振的减振效果

大跨度桥梁涡激共振是影响桥梁运营阶段行车舒适性和桥梁构件疲劳寿命的重要因素.以某半封闭钢箱梁斜拉桥为工程背景,通过节段模型风洞试验研究了在宽高比约为8.1的半封闭窄箱梁底板外缘安装多孔扰流板气动措施的涡振减振效果.结果表明:对于这类半封闭窄箱梁,在上游侧安装多孔板的减振效果略好于上下游两侧同时安装多孔板的减振效果,只在下游侧安装多孔板的减振效果要明显不如前二者;此外,多孔板悬挑宽度对其涡振减振效果也有较大影响,一般来说多孔板悬挑宽度越大,减振效果越好,尤其是对于只在下游侧安装多孔板的情况,多孔板悬出宽度对减振效果的影响更明显.     

卫星与测站钟差支持条件下的GEO卫星精密定轨

在基于伪距的GEO卫星精密定轨中, GEO卫星的静地特性导致定轨解算无法对星地组合钟差进行有效估计, 需要独立的时间同步支持. 本文讨论了卫星和测站钟差支持条件下的GEO卫星定轨原理, 利用仿真数据系统地分析了中国区域网跟踪条件下GEO卫星的定轨精度, 从定性和定量角度分析了钟差二次项、星地时间同步精度、站间时间同步精度及系统差等因素对定轨精度的影响.      

考虑未知输入饱和的指向约束姿态机动控制

针对航天器姿态机动过程中需要满足指向约束和输入饱和约束的问题,提出了一种基于视线轴导航函数和退步控制的控制算法。该算法通过在单位球面上建立视线轴对应的导航函数,并将该导航函数融入到退步控制律的设计过程中;同时通过设计辅助系统,结合李雅普诺夫稳定理论,设计出既能满足视线轴指向约束,又能满足输入饱和约束,同时对常值干扰进行估计并抑制的控制算法。仿真结果显示,提出的算法能同时处理指向约束和未知输入饱和约束,且对常值干扰具有抑制能力。     

尾部二次喷流抑制喷管分离流动的数值研究

以某液体火箭喷管缩比模型为研究对象,分析了相应的流场形态和二次流喷嘴喷射角度、面积比及其工质总温等参数对喷管分离流动抑制效果的影响.结果表明:当采用二次流喷嘴时,喷管达到满流所需的入口总压下降了37.8%,随着喷嘴喷射角度由0°增至25°,喷管流动分离点位置向喉部推进约0.01m,抑制效果明显变差,而随着喷嘴工质总温由300K升至1500K,喷管流动分离点位置向出口推进约0.005m,抑制效果略有增强,喷嘴面积比在保证其不出现分离流动时对抑制效果没有影响,否则会使抑制效果变差.