一种基于前置与后置策略的数据异常处理技术

本文列举了管理信息系统中常见的数据异常现象。提出了数据异常处理的总体原则，详细论述了基于前置和后置策略的数据异常处理技术。     

洛氏硬度计压痕测量系统检定方法探讨

针对洛氏硬度计压痕测量系统直接检定方法进行分析讨论,提出了具体的压痕测量系统直接检定和数据处理方法,为开展该项检定工作提供参考。     

航空圆弧端齿的齿根双圆弧结构设计及优化

针对航空发动机圆弧端齿结构齿根单圆弧连接区域存在比较严重的应力集中问题,提出一种圆弧端齿结构齿根双圆弧设计方法,以改善齿根附近的应力集中现象。文中推导建立了双圆弧设计的基本公式,算例对比分析表明双圆弧设计的齿根最大等效应力比单圆弧设计降低了5.5%。在此基础上,根据EGD-3应力标准和格里森圆弧端齿设计准则,建立圆弧端齿结构的优化模型,采用精英保留遗传算法的优化方法对圆弧端齿进行了优化设计分析,优化结果表明双圆弧优化设计的齿根最大等效应力比单圆弧设计降低了12.3%,同时改善了齿根附近的应力分布状态。     

高温升多旋流燃烧室的数值分析

为了探索高推重比航空发动机可能用到的燃烧组织方式,基于燃烧室空气分级技术,对高温升多旋流燃烧室展开研究。在保证与某型单环腔燃烧室(SAC)扩压器尺寸、外机匣最大直径及燃烧室出口尺寸和边界条件等相同的基础上,对设计模型进行3维数值模拟,并与现有的单环腔燃烧室数值模拟结果和试验结果进行对比分析。研究结果表明:在设计油气比为0.037的情况下,采用多旋流的设计方案,温升达到1153 K,出口温度分布系数达到0.170,同时可获得理想的性能参数,满足高温升燃烧室的设计指标。     

直升机尾桨/尾梁耦合动稳定性分析

根据激振实验数据,应用加速度响应频响函数方程组求解尾桨毂中心处的各阶模态频率,采用加速度导纳圆方法求得尾梁在尾桨毂中心处各阶模态的质量、阻尼和刚度。利用特征值方法分析了尾桨/尾梁耦合共振动稳定性。结果表明,尾梁纵向和垂向一阶模态是可能与尾桨摆振后退型模态产生耦合共振的危险模态,提高尾桨减摆器储能模量和尾梁一阶固有频率有利于提高系统稳定性。     

过膨胀状态下单边膨胀喷管内壁面压力非定常特性试验研究

为获得单边膨胀喷管(SERN)过膨胀状态下壁面压力非定常特性,在喷管落压比(NPR)为7.54和9.98两种状态下,采用动态压力传感器对SERN壁面压力进行试验测量,并结合聚焦纹影观测流场。结果表明:在两种落压比条件下,喷管下壁面分离模态均为自由激波分离(FSS);NPR=7.54条件下,喷管上壁面分离模态为受限激波分离(RSS);而在NPR=9.98条件下,喷管上壁面分离剪切层间歇性地撞击喷管壁面,导致喷管出口附近壁面压力间歇性的高于环境压力,流动分离模态为部分受限激波分离(pRSS)。不同分离模态下,上游未受扰动区域壁面压力脉动主频均接近于6kHz,喷管内流动分离点呈现宽低频振荡特性。RSS模态下,分离点附近壁面压力脉动具有相对独立主频,而在FSS和pRSS模态下无明显独立主频。     

分流叶片长度和周向位置对高压比离心压气机性能的影响

摘要：为揭示分流叶片长度和周向位置对高压比离心压气机性能的影响机制,采用数值方法考察了典型分流叶片长度和周向位置下压气机性能和流场结构。通过对压气机流场的详细分析,建立了分流叶片长度和周向位置参数与压气机流动结构的关联性。研究表明：分流叶片的优化设计需综合考虑长度和周向位置,采用60%长度和60%周向位置的分流叶片方案可获得最佳压气机级性能,该方案的压比和效率较设计值分别提高了3.2%和1.0%;分流叶片改善压气机性能的机制为分流叶片对主叶片泄漏涡的分流作用,以及分流叶片吸力面高速低压气流对泄漏涡的引射作用;进行分流叶片优化设计时,应合理选取叶片长度和周向安装位置,以实现分流叶片对主叶片泄漏涡的分流和引射,同时应避免分流叶片过长导致叶顶发生明显二次泄漏和分流叶片前缘形成高马赫区。     

工科高等学校实践教学质量的探索与实践

高等学校实践教学在整个教学过程中占有较大的比重,实践教学的质量将在很大程度上影响高校的教学质量和人才培养质量.因此,提高对实践教学重视程度,加大对实践教学环节投人力度,深化对实践教学环节改革,是提高实践教学质量的关键.     

双定子盘式永磁同步电机控制策略

对一种具有双定子的盘式永磁同步电机进行了讨论、分析与试验验证。双定子电机因其具有的高转矩密度、控制灵活等特点受到了越来越多的关注,然而在实际应用中,如何进行双定子的能量分配以使系统效率最优也成为了一个难点。因此,提出一种基于MAP图的转矩分配策略,并在以TMS320F28335为主控芯片的试验平台上对电机进行了试验验证。试验结果表明所提出的控制分配策略能有效地保证双定子电机系统高效运行。     

基于内聚力模型的飞机风挡与无人机碰撞仿真及试验验证

为有效支持无人机撞击飞机仿真分析,降低试验研究成本,开展无人机与某型运输类飞机风挡碰撞试验及有限元仿真方法研究。研究建立符合实际尺寸和曲面构型的风挡和无人机的建模方法;考虑到碰撞后风挡玻璃的裂纹萌生和扩展的不可预测性和复杂性,通过Python二次开发在风挡模型中玻璃单元间及玻璃层与胶层间嵌入零厚度内聚力单元,研究给出基于固有内聚力的风挡玻璃有限元模型。研究发现,对应工况的仿真结果与试验结果基本一致,证明内聚力模型应用在该仿真中的有效性。同时相对于常规的单元删除法,基于内聚力模型的仿真结果更加接近试验结果,证明所建立方法的精度更高。