风扇进气道胶接蜂窝声衬样件声学性能实验研究

使用消声短舱是降低飞机噪声的重要方法。本文介绍的高速压气机实验台架消声短舱样件的声学实验在以往基础上进行改进 ,增加了消声终端 ,使用可工程应用的胶接铝蜂窝制作的进气道消声短舱原理样件 ,测量了各压气机工况下声衬的减噪量和总压损失。测量结果表明漏气增加了总压损失 ,某些声衬组合可明显增加减噪量     

改进的酚-溴化氰法合成酚醛型氰酸酯及其表征

采用改进的酚-溴化氰法合成了酚醛型氰酸酯单体树脂,并用红外、凝胶实验及热失重分析(TGA)对其进行了结构和性能的表征。与传统的酚-溴化氰法相比,改进的酚-溴化氰法得到了性能稳定的合成产物,该产物在200℃时的凝胶时间为6 5min,在凝胶时无冒烟、发黑现象,固化树脂在800℃时氮气氛下的残碳率为63 6%。     

高超声速电离绕流的数值模拟

本文从三维N－S方程出发，采用稳式L－U分解算法和7组分15个反应的化学模型，数值模拟高超声速电离空气绕流。首先采用对称TVD格式、AUSMPW＋格式和Van Leer的矢通量分裂格式计算了高超声速球头绕流，并对它们的计算结果做了对比分析。然后用前两种格式，对RAM－C飞行试验模型三个再入高度（81km、71km、61km）的流场进行了数值模拟，计算的流场电子数密度值和试验测量数据符合较好。     

基于分布式对象技术的企业网络管理支撑环境STRUT研究

 提出一种企业网络管理支撑环境STRUT,它在底层采用分布式对象技术CORBA,通过OSI/ TMN和SNMP网关实现跨管理域的交互和互操作;在上层通过重组物理网络,建立分布式、层次性的逻辑网络来满足企业管理应用的需要。分析了STRUT的需求、体系结构,给出了一个面向客户服务管理(CSM)的应用实例。     

一种Ti3Al基合金高周疲劳特性的研究

本文研究了Ｔｉ－２５Ａｌ－１０Ｎｂ－３Ｖ－１Ｍｏ（ａｔ－％）合金（简称ＴＤ２合金）棒材、饼材和环形件三种类型的组织及其室温、６５０℃、７００℃的高周疲劳性能。结果表明，ＴＤ２合金具有较高的高周疲劳性能。应用ＳＥＭ，对不同组织在室温和高温下的断口特征进行了分析，用ＴＥＭ观察了疲劳试样上的位错形貌，讨论了ＴＤ２合金疲劳裂纹荫生机制。     

XNA环境下数据手套交互模块的研究与实现

数据手套作为虚拟现实系统中自然的人机交互设备,能够将人手的姿势实时地传递到虚拟环境中,使用户能够更加有效而自然地与虚拟世界交互。在VC＋＋．NET中封装5DTSDK中的系统函数,解决了XNA与指针接口交互困难的问题,实现了数据手套供XNA使用的COM交互接口;通过在XNA中使用骨骼蒙皮技术,消除了传统虚拟手皮肤出现裂纹等问题;根据人手的运动学特点,在XNA中实现了虚拟手与数据手套的实时交互。实验表明,虚拟手模块能够实时、逼真地实现人手的运动。     

五自由度磁悬浮轴承的扰动补偿控制系统设计

在比例-积分-微分(PID)控制的基础上加入扰动补偿环节,设计了五自由度磁悬浮轴承的扰动补偿控制系统.通过对转子运动模型的分析,修正并得到了更为精确的磁悬浮轴承扰动观测器模型.对离散化的扰动观测器进行了稳定性分析和参数整定方法研究,进而使扰动观测器的参数整定过程更为规范与便捷.实验结果表明:在PID控制基础上加入扰动补偿控制,转子受扰自由度的位移波动分别减小了38.7%和67%,转子在20000r/min转速下的轴心运动轨迹波动减小了21%,从而验证了扰动补偿控制相比于PID控制的优越性.      

连续纤维热塑性复合材料热成型仿真研究北大核心CSCD

连续纤维热塑性复合材料(CFRTP)拥有优异的力学性能、抗疲劳性和设计灵活性,在航空航天、汽车、能源和海洋工程等军民领域具有广泛应用。为了满足大规模高效低成本制造的需求,可在CFRTP产品开发阶段使用仿真模拟手段代替昂贵的“试错”实验。本文详细概述了CFRTP热成型模拟仿真的各类仿真方法研究进展,总结了各类方法的优势及其局限性。最后展望了CFRTP热成型模拟仿真的国内未来研究重点及发展趋势。     

基于全局线性稳定性分析的翼尖双涡不稳定特征演化机理

相比于机翼产生的孤立翼尖涡,加装小翼之后的翼尖涡表现出双涡甚至多涡结构,并且呈现出更加复杂的不稳定特征。为揭示翼尖双涡结构不稳定特征及其演化机理,采用体视粒子图像测速（SPIV）技术和全局线性稳定性分析（LAS）方法对不同雷诺数和攻角下带双叉弯刀小翼的M6机翼产生的翼尖涡结构在尾迹区的不稳定特征进行研究。试验结果表明,对称布置的双叉弯刀小翼产生的翼尖涡包含上/下小翼产生的主涡（上/下主涡）结构,两者构成近似等强度的同转涡对,在相互靠近的同时以20 rad/s的角速度相互缠绕。对上/下主涡瞬时涡核位置的统计分析表明,翼尖涡摇摆幅值随流向位置逐渐增大,随雷诺数的增加而增大,随攻角的增加先增大后减小。对16倍弦长的尾迹截面处的翼尖双涡结构进行全局时间稳定性分析,不同工况下,上/下主涡最不稳定模态（模态P/模态S）的稳定性曲线变化规律与摇摆幅值的变化规律相一致,表明翼尖涡的摇摆源自于其内在的不稳定性特征。增加流向扰动波数,发现模态P切向波数逐渐增加;而模态S则是径向波数逐渐增加。不同工况下,模态P的切向波数为5~6,扰动波数分布在[2.75,5]的区间内,所对应的不稳定放大率均大于模态S,而不稳定放大率最大的模态扰动范围作用在上主涡的整个涡核区域,表明这种大切向波数的扰动模态在翼尖涡流控中的潜在价值,也意味着加装小翼会增加涡结构的个数,增强不稳定性的发展,有助于翼尖涡的快速失稳衰减。