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591.
考虑到导弹值班环境同岸上贮存环境存在诸多明显差异,对于导弹值班数据的寿命分布规律应当进行单独研究。运用残存比率法对某型导弹的值班数据进行了可靠性数据处理和分析,分别用指数分布和三参数威布尔分布进行拟合,并证明了三参数威布尔分布能更好地描述导弹值班可靠性。 相似文献
592.
5月15日,由中航工业洪都研制的C919大型客机前机身大部段在江西南昌下线。在前机身大部段的研制过程中,洪都突破了第三代铝锂合金先进材料应用及制造、大尺寸飞机蒙皮数控铣切和镜像铣切制造等一系列关键技术,培养了一支高水平的工艺制造团队,为C919的后续攻关打下了基础。 相似文献
593.
594.
为深入了解超声速连续风洞喷管启动过程中流场结构变化情况,采用数值计算与风洞试验相结合的方法,对连续风洞Ma=4.35喷管进行了研究。分析表明,喷管非定常启动过程可分为"初始蓄气"、"激波串推进"、"核心流推出"、"准稳定增压"四个阶段。其中,"初始蓄气"阶段,气体总压在收缩段不断增加,马赫数在喉道附近逐渐增大;"激波串推进"阶段,激波串结构形成并逐渐向下游推进;"核心流推出"阶段,核心流部分推出边界,但流场结构变化缓慢;"准稳定增压"阶段耗时占整个启动过程耗时的60%以上,且流场结构与稳定阶段流场结构趋于一致,但喷管内各点压力仍不断上升。同时与定常流场对比分析,进一步说明了各阶段流场特点,并指出对"核心流推出"和"准稳定增压"阶段采用定常分析方法的必要性。 相似文献
595.
基于在一台单级低速轴流压气机上发现的增大叶尖负荷可以使其失稳先兆由模态波变为突尖波的现象,一种假设认为失速先兆的类型与压气机径向负荷分布有着密切的联系。对此,设计了一系列实验来验证叶根负荷大小对压气机失速先兆类型及其失稳发展过程的影响。通过在压气机进口安装特殊设计的叶根畸变屏,可以实现压气机工作在不同的径向负荷分布。均匀来流条件下压气机最终的失速是由模态波引起,在此基础上加装叶根畸变屏增大叶根负荷,压气机仍发生模态波型失速,但经过仔细分析数据后发现,由线性增长的模态波转化为最终大幅值旋转失速团的时间间隔却相较增大。在这段过程中,转子进口壁面压力信号显示叶尖区域不存在完整的周向传播扰动。与此同时,叶根处先兆信号幅值相较变大。进一步加大叶根负荷,叶根区域失速先兆的压力脉动变得更加剧烈,使得气流沿叶片径向的流动和掺混加剧,从而进一步延迟了先兆诱发失速团出现的时间。综上,通过研究表明:增大叶根负荷,压气机失稳过程发生改变,失速先兆诱发旋转失速团出现的时间延长;在叶根区域,失速先兆脉动信号随着叶根负荷的增大而愈发强烈;径向负荷分布是影响压气机失稳过程发生变化的重要因素。 相似文献
596.
597.
在传统陶瓷成型工艺中,制备具有复杂多孔结构的高性能陶瓷样件向来是一大难点,随着增材制造技术的引入,对于所成型样件结构的限制大大减少,但如何利用增材技术实现多孔样件的稳定制备是关键问题。针对光固化陶瓷增材成型这一制备工艺,进行了成型以及烧结过程工艺参数的研究与优化,结果表明,对于面投影式光固化陶瓷成型适用的曝光时间为5s、成型层厚为30μm、烧结温度为1480℃,利用该参数可成型具有规则多孔单元的氧化锆结构,其显微硬度及致密度分别为13.91GPa以及95%。利用工业CT模型重建,并与理论模型比对,发现多孔样件在宏观尺度上均匀;而利用压缩测试与有限元仿真对照,静态应力分布、弹性阶段动态压缩结果以及断口微观形貌均表明多孔样件在压缩性能上已达到其理论强度。通过光固化成型高性能多孔氧化锆样件,可为航空领域中轻量化设计提供新的选择。 相似文献
598.
599.
基于高斯过程回归的连续式风洞马赫数控制 总被引:1,自引:0,他引:1
在风洞实验中保持实验段马赫数的稳定对实验的成功具有重要意义。传统的PID控制算法具有一定时滞性,不能满足连续变迎角实验模式下马赫数的控制精度要求。针对这一缺陷,提出了一种基于高斯过程回归的前馈控制策略,结合PID控制器共同完成马赫数控制任务。首先,对原始数据执行了预处理操作,将数据集中的异常数据进行清洗并且对清洗后的数据进行标准化;其次,选取迎角、实时马赫数、实验段截面积作为高斯过程回归模型的输入,压缩机转速作为输出,采用随机划分数据集与分组划分数据集两种策略进行建模,并将高斯过程回归与常用回归模型的预测精度进行了比较;最后,给出了利用高斯过程回归预测结果及预测置信度进行PID反馈控制的方法。实验结果表明高斯过程回归对风洞实验数据具有很好的建模能力,基于高斯过程回归的前馈控制与PID结合的控制策略能够提高连续变迎角模式下的马赫数控制精度。 相似文献
600.
建立了燃气蒸汽式导弹发射动力系统的数学模型,在此基础上进行数值模拟。在特定初始条件下计算发射筒内的温度、压力,以及导弹运动的速度、加速度和位移随时间的变化规律。研究结果可供相关研究工作参考。 相似文献