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351.
针对自重载荷悬臂梁结构拓扑优化末端区域材料分布不收敛的问题,提出了一种拓扑优化方法。根据虚功相等原理,利用四节点矩形单元的形函数、单元体积密度和质量的关系建立了载荷等效方法。根据优化模型的Kuhn-Tucker条件推导出了导重准则,以及目标函数的灵敏度公式和考虑自重载荷拓扑优化的迭代算法。针对自重载荷作用下悬臂梁结构拓扑优化存在的末端区域材料分布模糊问题,研究了变密度法和非结构质量相结合的求解策略,揭示了典型因素对拓扑结构的影响规律。结果表明:所提方法能够解决自重载荷下悬臂梁末端区域材料分布模糊问题。 相似文献
352.
本文介绍了一种适合两种旋转编码器、两开关量动作8路输出的电子式凸轮开关的设计方案。该控制器根据机械凸轮原理设计,以双单片结构为控制中心,对从旋转编码器输入其中的脉冲或编码进行数据采集和处理,将处理结果以开关电平的方式输出。该控制器可作为独立通用的控制单元与其它可编程控制器组合使用,使应用系统的开发工作量显著降低,适用于具有循环往复、顺序动作特点的机电一体化设备中。 相似文献
353.
在涡不稳定性特征的影响下,翼尖涡会在尾迹中发生摇摆运动。为了揭示翼尖涡摇摆的本质原因以及发展机理,采用体视粒子图像测速(SPIV)技术和线性稳定性分析方法对不同雷诺数和迎角下NACA0015等直翼产生的翼尖涡在尾迹区的不稳定性特征及发展进行研究。结果表明:在1~6倍弦长的尾迹区内,翼尖涡存在摇摆现象,摇摆幅值随流向放大,且摇摆运动沿流向逐渐呈现出各向异性特征;在大迎角条件下,翼尖涡摇摆幅值随流向增长更快。采用线性稳定性分析方法,定量化分析翼尖涡的稳定性、空间/时间不稳定性放大率和扰动频率随流向的发展过程。结果显示,在雷诺数2.1×105~3.5×105范围内,翼尖涡均处于临界稳定状态,扰动频率为3~5 Hz。基于线性稳定性分析结果,发现在大迎角条件下翼尖涡时间/空间不稳定性放大率更大,解释了当迎角增大时翼尖涡摇摆幅值随流向增长更快的现象。另外,由线性稳定性分析得到的最不稳定模态显示翼尖涡的横向速度扰动具有明显的方向性,从而诱导翼尖涡产生摇摆运动;速度扰动方向的周期性变化则使翼尖涡摇摆区别于一维的随机振荡,而是表现为在各方向均含有分量且具有主频的摇摆运动。这种由不稳定性导致的速度扰动是翼尖涡摇摆的内在机制,其不稳定性放大率控制着摇摆幅值的增长速率,而其横向速度扰动的方向性与周期性则决定了翼尖涡的摇摆特征。 相似文献
354.
向双丰 《长沙航空职业技术学院学报》2005,5(2):14-16
从建立语境的必要性、如何建立语境、建立语境带来的实效三方面阐述了高职英语听力教学中应让学生先人为主。 相似文献
355.
356.
357.
358.
359.
航天器仿真与测试一体化系统 总被引:2,自引:2,他引:0
提出了一种航天器仿真与测试一体化系统的方案,此系统具有较好的柔性,包括三个主要的组成部分:前端接口(FE)设备层连接被测系统与一体化系统;仿真环境(SE)部分则能提供航天器各个分系统与空间环境、轨道等要素;测试环境(CE)部分则能自动执行一体化系统的仿真、测试序列,并提供对整个系统运行的管控。文章对这三个部分的实现与相互接口均进行了定义,最后描述了一体化系统适应于不同应用的典型配置,如地面测试系统的评估验证、航天器渐进增量式电测以及故障处理研究等应用。文章提出的一体化系统不但可支持从航天器概念设计、详细设计、AIT等各个阶段的测试工作,也可以用来支持进行航天器故障分析与研究。通过此系统的创建与应用,能够改进航天器研制系统工程,并最终提高航天器的研制效率。 相似文献
360.
有关轴流压气机效率问题的探讨 总被引:6,自引:2,他引:4
轴流压气机试验时,温升效率与扭矩效率之间的偏差给准确评估试验结果造成了一定影响。本文基于大量试验数据的统计归纳,开展了温升效率与扭矩效率的对比校核.给出了效率偏差量与流量、温升以及功率之间的统计分布规律;对压气机级间引气试验中的效率计算进行了探讨,在此基础上给出了考虑引气影响的效率修正公式,并利用试验数据对该公式进行了验算,其结果表明在一定范围内对轴流压气机试验的效率准确计算有一定参考价值。 相似文献