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391.
392.
采用定容燃烧实验平台获得初始压力为0.1 MPa、初始温度为420、450 K和480 K,当量比为0.8~1.4工况下正十四烷/空气预混气层流燃烧速度和马克斯坦长度,并分析了初始温度、当量比等因素的影响。研究发现:初始温度和当量比的增加对预混气球形火焰稳定性影响较小,在初始温度为480 K、当量比为1.3工况下,火焰内部无裂纹或胞状结构;初始温度的增加能够加快火焰传播速度,促进火焰锋面形成,其影响在稀混合气中更为显著;随着当量比的增加,正十四烷预混燃烧火焰马克斯坦长度减小,火焰稳定性变差;随着初始温度的增加,正十四烷马克斯坦长度减小,无拉伸火焰传播速度和层流燃烧速度增加,另外,与RP-3航空煤油层流燃烧速度对比发现,正十四烷层流燃烧速度整体偏高。 相似文献
393.
394.
本文讨论抗为Ψ(t)R0,荷载效应为强度函数γ(t)=αe^-btm(t≥0,ab〉0为实数)的复合非时齐单调Poisson过程结构可靠性模型。获得结构可靠性模型。获得非时齐非增Poisson过程和非时齐非降Poisson过程样本函数最大值概率分布及统计参数估计。同时获得抗力Ψ(t)R0,其中R0~N(μR0,σ^2R0)为初始随机变量,Ψ(t)〉0是t的单调递减连续实函数;荷载效应为复合非时齐单 相似文献
395.
孙晔青 《南昌航空工业学院学报》2000,14(4):56-60
本文运用弹性力学方法,导出梁的应在力函数,应力和位移的精度解的表达式,与材料力学中的近似计算比较,并定量求得近似解的最大误差值,结果表明:对于跨高比1/h≥10的浅梁,按材料力学的方法可大大简化计算,其结果也能够滞工程精度的要求。 相似文献
396.
本文用新的改进L-P法,并补充考试了振幅的变化,求得了一类有阻尼的强非线性振动问题的近似解,精度好,计算简单。 相似文献
397.
采用PIV实验研究雷诺数为4000、中心距比为1.1的绕并列双圆柱流动施加切向喷射的尾涡控制特性。发现尾涡流场呈现双稳态偏流流型,偏向间隙流的存在将导致圆柱附近时均尾流场沿圆柱中心轴线不对称。分析圆柱尾流涡旋的分布情况和升力频谱,发现可以根据喷射角度θ及射流动量系数Cμ的大小将切向喷射尾流的控制效果分为无效区(θ≤20°或Cμ < 0.135)、非完全控制区(θ > 20°且Cμ > 0.135)和完全控制区(θ > 35°且Cμ > 0.304)。在非完全控制区,切向喷射诱导的射流势流区将并列双圆柱宽尾流抑制为窄尾流,涡系分布范围控制收缩在近尾流的一个三角形区域内。随着喷射角的增大或是射流动量系数的增大,圆柱所受升力的频谱峰值逐渐降低。在完全控制区,并列双圆柱尾流完全被消除,从时均场上看已无明显的涡旋存在,此时控制效果最优。 相似文献
398.
基于拉格朗日法建立了旋翼/机体耦合的直升机地面共振动力学模型,该模型考虑了非线性桨叶摆振阻尼的影响.采用非线性分岔理论对无阻尼地面共振动力学系统的自激振动边界进行了预测,并与经典的Cloeman特征方程法得出的结果进行了对比验证.随后利用该理论分析了无阻尼及含桨叶非线性摆振阻尼的地面共振系统的动力学特性.结果表明,采用非线性桨叶摆振阻尼使地面共振动力学系统在自激振动区域呈现出有限幅度的极限环振动,同时也避免了系统在该区域运动发散,且极限环振动幅值与非线性阻尼相关. 相似文献
399.
采用二阶正格式方法对超声速轴对称喷流流动进行数值模拟。将二维守恒方程的正格式方法发展到轴对称Euler方程组的求解,并对导弹尾部超声速伴随射流进行了数值计算。数值结果与实验照片所反映的流动特征吻合较好,与三阶精度间断有限元方法计算结果吻合,相比于二阶高分辨率TVD格式的计算结果,正格式方法的计算结果在间断点处具有较大的梯度变化。这表明该方法对激波具有较强的捕捉能力,在间断处不会出现数值振荡,对弹尾声音速伴随射流的数值模拟真实、有效。 相似文献
400.
为了降低叶片发生颤振、非同步振动等自激振动的风险,以某压气机转子叶片为对象开展失谐设计减振技术应用研究。
通过求解考虑非定常气动力的运动方程,获得不同频率分布下的特征值,用特征值虚部的最小值评估气动弹性稳定性。在此基础
上,系统地分析了隔离带数量、位置和隔离带内叶片频率分布等参数对自激振动的影响,并开展整机动应力测量,验证叶片失谐设
计的减振能力。结果表明:隔离带失谐设计能有效降低由自激振动引起的振动应力,具有不需对发动机结构进行修改、发动机性能
不降低、操作便捷、应用成本低的优点。 相似文献