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621.
比较了两种测量方法检测压力容器的可行性,阐述了LDMS系统在压力容器焊接定位和加工过程中的应用。 相似文献
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623.
叶片飞失极限状态下,航空发动机转子系统承受冲击载荷和大不平衡载荷,载荷通过转子结构传递到支承结构,对支承结构造成严重损伤。从安全性的角度看,需要对航空发动机轴承-支承结构在极限载荷下的承载能力进行有效的定量评估。提出一种新型缓冲阻尼支承结构,通过对支点刚度突降和高阻尼设计,实现在止推轴承支点处大幅降低横向冲击载荷的影响。建立考虑支承结构刚度突变和阻尼特性的转子系统动力学方程,并计算突加不平衡激励下,转子系统支点动载荷分布的变化规律。结果表明:通过优化设计支点刚度和阻尼参数,缓冲阻尼支承结构,能够有效降低突加不平衡激励下止推滚珠轴承的支点动载荷,提高支承结构的安全性。 相似文献
624.
625.
介绍了研究固体火箭发动机内绝热层抗冲刷性能的重要性,国内外改善绝热层抗烧蚀和抗冲刷性能的途径并提出今后的发展方向。 相似文献
626.
为了研究超声速燃烧室尺度放大后,保持火焰稳定边界相对于基准燃烧室不变,凹腔火焰稳定器几何参数应遵循何种放大准则的问题,基于已有的Driscoll凹腔稳焰数学模型,采用典型的单凹腔矩形截面燃烧室作为基准燃烧室,分别计算基准燃烧室在贫燃和富燃状态时的火焰稳定准则数DaNP,再按照燃烧室尺度放大定义写出尺度放大燃烧室的稳焰准则数表达式Da''NP,将稳焰边界不变作为约束条件,构建尺度放大准则方程式DaNP= Da''NP,求解准则方程式获得凹腔几何参数放大准则表达式,绘制准则特性曲线,分析归纳近似准则,并通过数值计算方法初步验证准则的有效性。采用Driscoll凹腔稳焰模型的尺度效应分析结果表明,燃烧室放大一定倍数n后,无法通过调整凹腔长度和深度放大倍数k1和k2使得贫燃熄火边界保持不变;但是,可以通过调整参数k1和k2使得富燃熄火边界保持不变,此时凹腔几何参数遵循的放大准则近似为 k1≈k2≈n1/4。 相似文献
627.
小型电动无人机续航性能提升方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
电动无人机是目前无人机领域的一个重要组成部分。从作战技术指标出发,着重讨论了电动无人机的续航时间,给出了续航时间与气动参数之间的关系。以遗传算法为工具,进行了无人机总体参数的多目标优化,获得了提高无人机续航性能的最佳总体参数组合。以某型近程无人机为例进行了计算,实例结果表明,本方法是合理的。 相似文献
628.
<正> 军用运输机的制造商未来10年预计将交付超过900架新飞机,总价值约740亿美元。重要运输机军用运输机市场可以被分成三个部分:重型、中型和轻型。其中重型部分又可以被分成战略运输机(例如波音公司的C-17)和战术运输机(如洛克希德·马丁公司的C-130)两种类型。空客军用运输机公司的A400M则是一种介于前两者之间的特殊机型,可以兼顾战略和战术运输任务。另外,还有一些正在研制中,但预计将于未 相似文献
629.
630.
脉冲等离子体气动激励抑制翼型吸力面流动分离的实验 总被引:18,自引:3,他引:18
为了提高等离子体气动激励控制附面层的能力,进行了脉冲等离子体气动激励抑制NACA 0015翼型失速分离的实验,研究了等离子体气动激励电压、位置、占空比和脉冲频率等对流动分离抑制效果的影响。在来流速度为72 m/s时,等离子体气动激励可以有效地抑制翼型吸力面的流动分离,翼型的升力增大约35%,翼型的临界失速迎角由18°增大到21°。实验结果表明:分离越严重,来流速度越大,有效抑制翼型失速分离的阈值电压越大;等离子体气动激励的最佳位置在流动分离起始点的前缘;调节占空比,可以在控制效果相当的情况下,降低等离子体气动激励所消耗的功率;当脉冲频率使斯特劳哈尔数等于1时,控制效果最佳。 相似文献