幂律型凝胶推进剂射流撞击雾化SPH模拟

为研究幂律型本构关系对于凝胶推进剂雾化的影响,应用光滑粒子流体动力学(SPH)方法进行了凝胶推进剂的射流撞击雾化仿真,并与实验结果进行了对比。推导了幂律型本构关系的SPH求解方法,发展了三维隐式SPH算法,克服了凝胶推进剂的高粘度对于时间步长的限制。制备了胶凝剂含量分别为1%,2%的两种水基凝胶推进剂模拟液并进行了6种工况的雾化实验和数值模拟,证明了本文SPH方法可以有效模拟凝胶推进剂的雾化问题。对于本文研究的工况,雾化区内模拟液的表观粘度普遍高于10-2N?s/m2,从撞击点至雾化区下游,模拟液的表观粘度呈震荡上升分布。分析表明,雾化区下游的高表观粘度是造成凝胶推进剂雾化生成液丝及大尺寸液滴的重要原因。     

细长螺杆的套扣新法

细长螺杆套扣时,由于长径比较大,易产生挠度。用普通板牙架套扣,由于板牙架手柄仅单边支撑,受力不匀,会造成螺杆弯曲和丝扣偏斜,使零件质量不良。为了消除上述缺陷,一般皆用专用套扣夹具进行套扣,这种夹具可适用于几种不同规格的板牙,使用起来很方便。但出于此类夹具上     

基于全局/梯度优化方法的宽速域乘波-机翼布局气动设计

宽速域高超声速飞行器是航空航天领域新的战略制高点,其飞行速域与空域极大化特点导致亚/跨/超/高超声速气动性能难以兼顾。为了缓解高低速气动设计的矛盾,以典型宽速域乘波-机翼布局为研究对象,结合基于代理模型的全局优化方法和基于伴随梯度的局部优化方法,对该宽速域构型的布局参数和剖面形状进行了从全局到局部的多目标分步优化。结果表明,在约束亚声速升力系数、高超声速阻力系数的情况下,基于代理模型的布局参数优化方法能够在维持高超声速气动性能的同时,将亚声速的升阻比提升9.5%。进一步选取布局参数优化结果 Pareto面上亚声速气动特性最优的构型,利用基于伴随梯度的优化方法,对机翼剖面进行梯度优化。优化结果表明,梯度优化能够有效地改善飞行器亚/高超声速状态下的阻力特性,并将翼型在几何上优化为兼顾亚/高超声速气动特性的双S翼型。通过上述从布局参数到剖面参数的优化,乘波-机翼构型的亚声速升阻比相比初始构型提升了12.4%,高超声速升阻比相比原始构型提升了6.2%。     

单峰过载下的疲劳裂纹扩展厚度效应研究

进行了国产2024-T 351 铝合金在单峰过载条件下试样厚度对疲劳裂纹扩展性能影响的试验和分析研究。结果表明: 试样厚度对裂纹扩展迟滞有明显的影响; J. B. Chang 模型中的过载截止比不是材料常数, 它还和疲劳裂纹扩展的应力状态、载荷序列及试样厚度等因素有关。厚试样有较大的过载截止比, 用J. B. Chang 模型进行疲劳裂纹扩展寿命预测时应采用相应试样厚度的过载截止比。     

高温、高应变率LY12铝压缩动态力学性能的实验研究

摘要：利用配备自动组装系统和高温加热系统的φ5mm直径的Hopkinson压杆,对温度在20℃～400℃、应变率在5×103s-1～1.4×104s-1范围内LY12铝的动态压缩力学性能进行了实验研究。实验中采用波形整形技术,有效地消除了入射波的高频振荡,提高了测试精度。实验结果表明：当实验温度低于200℃时,温度的影响较小,而高于200℃时,材料的温度软化效应将十分明显,且随着温度的升高,流动应力逐步降低;LY12铝的性质接近于线性硬化材料,随温度的升高,其硬化模量逐步降低;在5×103 s-1～1.4×104 s-1应变率范围内,LY12铝的动态压缩性能的应变率效应并不明显。     

数字图书馆建设之技术体系分析

进行数字图书馆建设是21世纪图书馆迎接网络时代的重要战略,从建设数字图书馆需要解决的技术问题和应该采用的技术体系,及在技术体系中相关应用系统的开发方面谈了数字图书馆的建设途径.     

大迎角非定常气动力数学模型研究

对建立纵向大迎角非定常气动力模型的状态空间法进行了分析。针对模型形式复杂、待辨识参数过多的问题,提出了减少参数的新模型。新模型保持状态方程不变,简化了输出方程。结果表明,改进的模型简化了辨识过程,可同时表现气动力非线性与非定常的基本特性,准确预测动态气动力。     

棱镜组件安装误差自动化标定方法研究

导弹制导系统常用直角棱镜来确定惯性系统的方位敏感轴方向.直角棱镜在惯性系统上的安装误差会直接影响导弹的精确打击能力.目前的安装误差测试方法自动化程度低、费时费力、精度误差大.因此,提出棱镜组件的自动化测试方法,能减少基准传递,提高测试精度,标定精度能控制在2＂(α),3＂(β).     

航空发动机自动平衡技术发展综述

针对航空发动机在运行过程中不平衡振动过大的问题,采用自动平衡技术进行在线质量补偿,可有效降低其振动水平。目前自动平衡技术主要运用于航空发动机结构、控制算法、工程应用3个方面。基于影响系数法的电磁驱动型自动平衡在美国空军C-130H运输机上得到工程应用,飞行测试4个发动机螺旋处的振动均低于1.27mm/s,降低了94%,因螺旋桨振动导致的压气机处振动降低了75%。研究结果表明:航空发动机自动平衡技术可实现在线持续动平衡,能有效降低发动机及其组件的振动疲劳损伤,降低发动机维护费用,延长维修周期。自动平衡技术在航空发动机领域得到工程应用是一个循序渐进的过程,还需要进一步开展结构设计、控制策略、系统集成等方面的研究工作,并在航空发动机设计阶段就考虑纳入自动平衡结构。