基于扩展TAB模型的凝胶液滴二次雾化特性研究

为初步研究幂率型凝胶液滴的二次雾化特性,将原始的Taylor-analogy-breakup(TAB)模型扩展并应用到幂率型凝胶颗粒中,采用四阶Runge-Kutta法对凝胶液滴的振荡方程和运动方程进行了数值求解,计算了不同空气动力和物性参数条件下的初始破碎时间和临界特征。结果表明:随着相对速度和液滴直径的增加,初始破碎时间迅速降低,然后保持稳定;随液/气密度比和表面张力系数增大,初始破碎时间呈线性增长趋势;初始破碎时间随稠度系数增大而增大,而当流动指数较小时初始破碎时间变化很小,流动指数超过0.6后初始破碎时间增长迅速,二者与相关实验比较存在一定误差;随Web数增大,液滴的振荡幅度变大,达到稳定后其无量纲变形系数就越大;凝胶液滴的稠度系数越高,临界Webc数越大,液滴二次雾化能力越低。流动指数小于0.6时,临界Webc数变化较小,而后其值则迅速上升。     

《形状和位置公差》新标准讲座 第二讲 GB/T1182-1996形位公差带

基本概念形状和位置公差带是实际被测要素允许变动的区域。我国形位公差国家标准是建立在几何概念的基础上的,所以用二维或三维的几何区域———公差带来体现对零件的几何精度要求。实际被测要素必须全部位于设计给定的形位公差带内,其几何精度才是合格的。除非另有附加的要求,实际被测要素在形位公差带内可以具有任何形状。在一般情况下,形位公差带是对整个被测要素的要求。如果只对要素的一部分有要求时,应按规定予以标明。随着坐标测量机的广泛使用和计算机的普及,人们提出了用矢量公差来表达零件几何精度的新方法。矢量公差的应用将对机…     

编制课题年度计划的体会

在开展科研、技改工作中,计划的编制是很重要的一环,因此我厂十分重视“科研、技术改进课题年度计划”的编制工作。一、科技课题工作程序的三个阶段(一)选择课题确定任务阶段从课题的提出到领导批准确定任务下达计划是选择课题确定任务阶段(见图)。这一阶段的主要工作是编制“科技课题年度计划”,核心程序是“选题”。为了把握好这一类,必须进行充分的调研论证筛选工作。     

一七一厂召开技术革新网会议

今年二月我厂召开了技术革新网会议,各车间、技术科室兼职技术革新员和部分技术革新积极分子参加了会议。首先由技术发展科刘汉杰科长总结了八三年技术革新工作,他说:在部科技局的领导下,由于工厂领导十分重视技术革新工作,各级领导的关心支持,职工技术革新积极性空前高涨,工厂技术革新工作有了很大进展,具体     

前缘钝化和化学非平衡效应对斜爆震发动机进气道特性的影响

为了探究前缘钝化、化学非平衡效应对斜爆震发动机进气道的工作性能及出口温度边界层分布的影响,采用热完全气体、化学非平衡气体两种模型对不同顶板、唇口前缘钝化半径下斜爆震发动机进气道进行数值模拟,结果表明：相比基准进气道,钝化后进气道上壁面温度边界层厚度较大,下壁面温度边界层厚度较小;在化学非平衡气体模型下,顶板前缘钝化半径(R1)>2mm时进气道的顶板附近和分离区内离解反应较为明显,唇口前缘钝化半径(R2)>2mm时进气道的唇罩、唇口板附近离解反应较为明显;当钝化半径≥4mm时,两种气体模型下进气道出口总压恢复系数和静温的相对变化量绝对值大于0.5%,有必要考虑化学非平衡气体效应对进气道出口性能的影响。     

基于改进YOLO V5的无人机航拍图像小目标检测方法

本文针对无人机航拍目标检测技术中目标聚集、目标较小及实时性差等问题,将YOLO V5的主干架构进行改进,简化Neck网络,提出了一种提高检测速度又能准确识别的无人机航拍图像检测技术方案。经过仿真实验测试,改进后的YOLO V5网络在保持识别精度的同时,检测速率提升了31%,满足无人机在航拍作业时对于准确性与实时性的要求。     

节省成本的维修器材包

面对降低成本的巨大压力,将垫圈、封圈、油滤以及紧固件等在做定检、更换部件及发动机所需的消耗器材提前打包,供维修人员使用,可以提高效率。维修器材包的推广似乎很有道理但这是否能成为提高维修效率的关键所在呢?     

圆盘结构下旋转爆震波的不稳定传播特性

为研究圆盘结构下旋转爆震波的不稳定传播特性,以2H2+O2+3.76N2为反应混合物,开展该结构下的二维数值研究。详细分析了旋转爆震波不稳定传播模态的流场特征,以及爆震波参数、出口流场参数和增压比的变化。结果表明,不稳定传播模态下,旋转爆震波重复进行"解耦—再起爆"过程,内圆扩张曲面的发散作用,使出口附近的爆震波首先解耦,解耦区域逐渐往流场内部扩张;反射激波与前导激波的碰撞产生局部热点,促使爆震波重新起爆;爆震波的压力、温度以及传播速度皆随爆震波的解耦及再起爆过程发生变化;旋转爆震波的不稳定传播对出口速度分量及马赫数的影响很小;出口增压比受不稳定传播的影响较大,随时间呈周期性变化,变化幅值较高且不稳定。出口增压比的循环周期与爆震波"解耦—再起爆"的周期一致,稳定后两者的循环频率约为21.6kHz。     

激波引燃冲压发动机一体化流场数值模拟

激波引燃冲压发动机是一种采用爆轰形式组织燃烧的吸气式高超声速飞行器动力系统。采用AUSMPW+迎风格式、氢氧7组分8步基于反应模型,在非结构网格离散域上求解二维多组分化学非平衡流Euler方程。采用发展的数值方法求解了激波引燃冲压发动机内外一体化流场,研究了台阶长度、斜劈尖角度对发动机流场结构和发动机性能参数的影响规律。计算结果表明,所发展的数值方法能用于激波引燃冲压发动机的一体化流场和性能预示计算;台阶长度和斜劈尖角度影响发动机流场结构和预混气体能量释放程度。推力和燃料比冲均随台阶长度的增大而增大,随斜劈尖角度的增大而减少。     

垂直返回重复使用运载火箭技术分析

结合SpaceX公司近期进行的多次猎鹰火箭一子级垂直着陆返回技术试验,对比分析垂直返回重复使用运载火箭两种返回方式的工程应用价值。首先,建立运载火箭一子级动力返回段弹道设计动力学模型。随后,提出基于H-V飞行剖面分段返回弹道设计方法。然后针对“返回原场”（RTLS）和“不返回原场”(NRTLS)两种垂直返回方式,构建综合考虑上升段与返回段的推进剂耦合作用的一体化弹道优化设计策略。最后,通过数值仿真,对比分析了两种返回方式下的火箭运载能力。结果表明,采用“不返回原场”方式的运载能力损失仅占“返回原场”方式的一半,具有较好的工程应用价值。