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761.
针对二级嵌套阵列中的紧凑阵元结构易受互耦效应影响的问题,提出了两种不同的嵌套阵列结构改进方法:连续平移嵌套阵列和间隔平移嵌套阵列。通过对原有二级嵌套阵列阵元位置进行调整,形成了两种不同的平移嵌套阵列结构,这两种结构对应的差分共阵均"无孔",并且测向自由度和阵列稀疏度均大于原二级嵌套阵列。针对嵌套阵列的差分共阵测向模型为单测量矢量模型,稀疏贝叶斯学习测向算法复杂度高的问题,提出了平滑重构稀疏贝叶斯学习算法。该算法通过空间平滑重构将单测量矢量模型变为多测量矢量模型,降低了观测矩阵的维度,减小了计算复杂度。算法求解时,通过对变换后的观测矩阵进行奇异值分解,进一步降低了观测矩阵维度,利用稀疏贝叶斯学习算法估计辐射源角度。仿真表明,在信噪比和采样数相同的条件下,该算法收敛速度比单测量矢量稀疏贝叶斯学习(SMV-SBL)算法快,且测向精度高于SMV-SBL算法和空间平滑多重信号分类(MUSIC)算法;存在互耦影响时,两种平移嵌套阵列比原嵌套阵列受互耦影响小。 相似文献
762.
763.
航空发动机喷嘴是影响燃烧性能的关键部件,其组件众多、结构复杂,尤其内部流道加工困难,导致制造周期长、成本高。然而,作为非主承力件的喷嘴非常适用于激光选区熔化制造技术(SLM),这得益于激光选区熔化加工精度高,自由成形能力强,材料组织致密度高。基于SLM可实现自由制造的技术优势,首先对喷嘴的壳体组件进行了一体化设计,并进行了受力分析和拓扑优化,然后采用SLM打印了成形件,经过测量,可获得13.5%的轻量化效果,打印误差小于0.2mm,满足局部精加工的余量要求,随炉试件力学性能达到传统铸锻件水平。SLM简化了喷嘴的加工工序,缩短了制造周期,流道成形精度高,达到了减轻重量和改善性能的目的。 相似文献
764.
490N液体火箭发动机被广泛使用于航天器远地点机动入轨或者为其他轨道机动提供推力。我国第一代490N发动机真空比冲为304.7s,曾经成为制约我国航天器寿命上台阶的技术瓶颈,因此开展了基于铌合金材料的高性能第二代490N发动机研制工作,比冲提高10s。对第二代490N轨控发动机的研制和在轨飞行验证结果进行了总结和分析。第二代490N发动机研制过程中突破了高性能喷注器、耐高温材料及涂层、发动机头部喷注器法兰和燃烧室壁面结构温度控制、抗高量级力学环境能力以及热防护罩等多项关键技术,真空比冲达到了317.8s,单台发动机累计199次启动工作寿命40000s以上,工作性能达到国际同等水平。 相似文献
765.
TB6钛合金由于具有优越的性能,广泛地用于航空航天领域。然而从大余量的TB6钛合金锻铸件毛坯加工成复杂结构的零件,其加工效率低,刀具和机床成本高,造成了极大的浪费。为解决这一问题,提出了一种利用薄型中空电极进行快速大余量去除的电解加工(ECM)方法,即将零件与多余材料切割分离,有望较大程度提高加工效率,降低加工成本。为改善电解加工流场特性,提高加工精度,对电极施加振动,并对薄型中空电极的振动切割进行了建模分析和试验研究。试验结果表明,合适的振动幅值和频率(A=0.05mm,f=50Hz)可以使得各处电解液电导率趋于一致,从而提高加工的精度、稳定性和效率。复杂结构件的成功切割证明了薄型中空电极振动电解切割加工技术具有一定的适用性。 相似文献
766.
卢焰%贾新朝%陈兆生%姚草根%周奠华 《宇航材料工艺》2007,37(3):65-66
为了提高1Cr21Ni5Ti双相不锈钢的屈服强度,对其进行了铌微合金化,通过化学分析、金相观察、拉伸试验等,对微合金化前后的性能进行了对比研究。结果表明,经过Nb微合金化处理的1Cr21Ni5Ti屈服强度σ0.2显著提高,达到了技术条件的规定。 相似文献
767.
改进Hilbert-Huang变换在齿轮故障诊断中的应用 总被引:1,自引:1,他引:1
针对Hilbert-Huang变换中齿轮故障信号经验模式分解的第一阶固有模态函数通常为非单一信号分量以及经验模式分解产生虚假低频分量的问题, 提出一种改进Hilbert-Huang变换方法.首先在频谱中确定故障信息频率范围, 并依据该频率范围和二进小波分解的特点确定需提取的相应频带的二进小波系数, 然后采用相关系数筛选法剔除小波系数经验模式分解所产生的虚假分量, 最后通过局部瞬时能量提取故障特征, 实例表明改进的Hilbert-Huang变换可以有效的提取齿轮故障特征. 相似文献
768.
769.
三维广布裂纹疲劳扩展分析 总被引:2,自引:1,他引:2
飞机结构表面由于腐蚀、疲劳等原因存在三维广布裂纹,相邻裂纹在疲劳载荷作用下相互影响、相互促进,从而加速了结构破坏。为了探讨并求解三维广布裂纹结构的疲劳寿命,选取表面有两个半椭圆形表面裂纹的有限厚矩形板为计算模型,采用参数化有限元方法,求解裂纹前沿的应力强度因子、裂纹扩展方向和裂纹扩展增量,建立并应用应力强度因子变化历程,采用循环接循环损伤累积方法,对结构在疲劳载荷作用下的寿命进行了预测。预测结果为复杂环境中三维广布裂纹飞机结构的寿命评估提供了参考。 相似文献
770.