民用直升机客舱内饰设计浅析

从造型设计、色彩设计、照明的装饰设计、结构设计、材料的选择等角度对民用直升机客舱内饰的设计方法进行了分析,并提出对于民机内饰发展的几点想法.     

涡扇发动机高空台惯性起动的试验

某型大流量涡扇发动机在高空台完成了飞行高度为5,8,10km的惯性起动.高空台试验结果表明:惯性起动过程中模拟的进气和排气压力存在着较明显的波动,偏离真实工况;利用不同的计算方法分析惯性起动数据,得到的飞行表速相差25~70km/h.以试验分析结果为基础,推荐了一种高空台惯性起动试验性能的评估方法,即成功起动以推杆时刻为起点3s内的平均值作为试验模拟飞行状态,起动失败以转速反转为起点到转速再次下降之间的平均值作为试验模拟飞行状态.      

浅议民机舱内声学波音与空客研究现状

民机噪声对机场环境、客舱舒适性、民机的安全都会产生影响,为此要对其进行研究和控制。针对控制舱内声学环境的目地,简要介绍了欧洲及美国控制民机舱内噪声的研究手段及现状。     

多喷口喷流对侧向喷流流场影响的风洞试验研究

侧向喷流控制研究一个很重要的目的在于了解、掌握喷流与来流的干扰,寻找提高喷流控制效率的方法,不同截面多喷流同时工作便是其中一种。多喷流同时作用时,下游喷流会受到上游喷流的影响,与直接来流干扰现象不同,控制效率不同。针对这种情况,φ1m高超声速风洞从测压租测力两方面进行了多喷口喷流对侧向喷流控制影响的风洞试验研究。试验采用锥柱模型,喷管均位于同一母线上,喷管数目为单喷和三喷。结果表明：上游喷流的低压区会影响下游喷流,当喷流数目增加时,喷流与来流的干扰与多个单喷的叠加完全不同。     

固体火箭发动机熄火方案可行性研究

从理论、实验两个方法，对固体火箭发动机快速降压、液体喷射及二者联合等三种熄火方案进行了分析和探讨；通过比较认为到：快速降压与液体喷射联合熄火对于解决高能、高含铝量的复合推进剂熄火问题具有独到的优点；结合某预研型号发动机对联合熄火方案进行了实际应用的可行生分析，结果可行。     

稳态联合畸变下多级轴流压气机的气动稳定性分析

发展了一种分析稳态压力 -温度联合畸变下多级轴流压气机气动稳定性的逐级平行压缩系统模型。导出了基于双对角线格式的数值预测方法。对三级实验压气机进行数值分析后 ,给出了压气机进口稳态压力、压力 -温度联合畸变与压气机稳定裕度损失之间的定量关系 ;并给出了压气机失稳首发级的识别方法。     

交流伺服系统中的电阻模糊观测器

直接力矩控制系统是继异步电动机矢量控制之后提出的又一新的交流伺服系统,在低速时,由于定子电阻Ｒ１的变化会严重影响运行性能。用模糊理论设计电阻模糊观测器,较精确地估计出运动时的Ｒ１值,从而为改善系统的低速运动性能提供了良好的条件     

突扩燃烧室两相流场数值计算

 本文用两相耦合的观点研究相间掺混作用,用拉氏坐标系跟踪液滴群运动,用欧拉坐标系处理气相场,并采用SIMPLE方法求解气相场差分方程。文中给出了不同的气流进口条件及燃油喷射条件的计算结果及理论分析,以及理论计算与实验结果的对比。     

一种新的离散多变量直接自适应控制算法

 <正> 近年来,如何解决自适应控制对于建模误差的鲁棒性问题,以便自适应技术能应用到工程实际中去,是人们最关心的问题之一。本文在Bar-Kana的基础上,针对高阶对象跟踪低阶模型的鲁棒性问题提出了一种新的离散多变量直接鲁棒自适应控制算法,仿真结果满意。     

30CrMnSiNi2A钢强韧化热处理的研究

 用正交试验法研究了等温温度、等温时间、奥氏体化温度和原始组织状态对30CrMnSiNi2A钢组织和性能的影响,提出了可保证该钢在上、中、下限碳量时各项性能均达到技术要求的热处理工艺。对新工艺显著改善钢强韧性的原因作了分析,研究了30CrMnSiNi2A钢在250～280℃温度范围等温淬火后K_(IC)值出现低谷的现象,并认为在该热处理条件下在马氏体与贝氏体交接面处有大量孪晶马氏体存在以及组织中有许多平行排列的细长等温马氏体板条束出现,是造成K_(IC)值降低的主要原因。