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212.
采用自适应泄压控制技术解决宽范围定几何高超进气道低马赫数下自起动问题,利用数值仿真对一种采用自适应泄压控制的高性能二元高超进气道单个自适应泄压槽的位置、角度、有效流通面积等主要设计参数对泄漏量以及进气道总体性能的影响规律开展了研究.结果表明:泄压槽参数变化对基准进气道总体性能影响较小,总压恢复系数在2%范围内变化.位于唇口激波反射点下游的槽的泄漏量较大且随开槽角度的增加而减小,随有效流通面积的增加成线性增加;相同条件下,自适应泄压槽的泄漏量只有常规顺向放气槽的50%;随来流马赫数升高,自适应泄压槽的漏气量明显减小,高马赫数下接近气动自封闭状态. 相似文献
213.
热声载荷作用下薄壁结构的非线性响应特性 总被引:8,自引:1,他引:8
高速飞行器面临着严酷的高温强噪声环境。温度载荷不仅使结构产生热应力,还会改变材料的物性参数,这使得薄壁结构在宽频噪声激励下具有复杂的运动形式,表现出强非线性特性,严重影响了结构的疲劳寿命。针对热声载荷对结构非线性特性的影响,建立了热声载荷下的非线性大挠度偏微分控制方程,对偏微分方程使用Galerkin法得到了模态坐标下的常微分方程组。计算了四边简支矩形钛合金板在不同温度和声压级(SPL)组合下的动态响应,得到了典型的热声响应运动形式,包括屈曲前的线性随机振动、屈曲后的跳变运动和围绕一个平衡位置的随机振动。通过分析方程中的恢复力项和响应的功率谱密度(PSD)随着温度和SPL的变化规律,对热声响应的非线性特性进行了研究。研究结果表明,热载荷和声载荷对响应非线性特性的影响方式不同:热载荷改变结构刚度特性曲线的形状,以临界屈曲状态的刚度为参照,屈曲前降低结构刚度,屈曲后增加结构刚度;噪声载荷使得结构工作在刚度曲线的不同区域,以不受载荷时的结构刚度为对照,强噪声载荷引起的持续跳变使得结构工作在硬化区域,间歇跳变时结构工作在软化区域。 相似文献
214.
系统测试性已从系统维修性中分离出来,逐渐形成一套完整的体系,成为一种独立的系统特性.在计算机系统设计中应同步考虑该系统的测试性设计,系统设计是否满足设计要求可以通过系统测试进行证明,因此完整、有效性的系统测试性是设计实现的基本保证.本文通过软件及硬件分析介绍了某系统组成结构,重点阐述了系统测试的设计原理和实现方法,对系统测试性实现进行了数据分析,为计算机系统设计、测试性设计提供了借鉴和参考. 相似文献
215.
飞行安全是航空事业生存与发展的关键,在世界范围内,空勤机组原因造成的飞行事故一直保持在占机毁人亡严重事故的10%左右。中国民航80年代机组原因事故占严重事故的87.3%,因此,飞行安全中人的因素研究是当今世界民用航空医学研究的重点。一、飞行事故中机械因素减少,人的因素增加造成飞行事故的原因是多方面的,有人归纳为“五M”,包括人(Man)、机器(Machine)、环境(Milieu)、任务(Mission)和管理(Management)。其实飞行事故是一连串的错误所致,例如有人统计1984年民航事故,人的因素占68%,机械因素占21%,环境因… 相似文献
216.
217.
218.
飞行器在临近空间内的气动特性及发动机性能一直是各国高超声速项目研究的重点,为探索边界层转捩、激波边界层相互作用以及气动加热效应,美澳牵头于2006年联合启动了HIFiRE项目,采用探空火箭发射进行重点技术验证的模式开展了系列创新性研究。项目重点关注20~38km空域,4~8速域飞行马赫数,试验方案通过单项验证、系统集成的思路逐步深入,将一体化设计的乘波体从无动力滑翔推进到有动力巡航,最终完成带超燃冲压发动机高升阻比飞行器的总体性能测试。研究结果表明:①试验飞行器的边界层转捩高度在35~25km;②乘波体飞行器在飞行马赫数为7时最大升阻比为5.6;③超燃冲压发动机的飞行试验中,在86.2kPa的恒定动压下,飞行马赫数从5.5加速到8.5,试验中发动机实现了从亚燃到超燃的模态转换。 相似文献
219.
三相变压器裹复是裹复变压器工艺中难度最大的一种。裹复层开裂和湿热后高温最小绝缘电阻不合格是主要的技术难题。通过建立变压器裹复失效分析树,找出失效的九种基本模式。解剖分析表明,绝缘失效的主要原因是潮湿。据此,采取改进真空、压力系统,高温、真空脱水,抽测绝缘电阻,优选环氧树脂配方等工艺技术措施,并改进了变压器三防工艺技术设计。除基本上解决了裹复层严重开裂现象和高温最小绝缘电阻不合格问题外,绝缘性能又有了很大的提高,且裹复层薄,裹复结构散热性能好,经装机加电试验完全符合设计技术要求。 相似文献
220.
环氧树脂灌封变压器的开裂原因,除材料、工艺的因素之外,结构因素也有很大的影响。本文着重叙述环氧树脂灌封变压器的主体结构形式和安装结构形式的选择对抗开裂性能的影响。 相似文献