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121.
为了改善高超声速飞行器前体压缩面边界层速度型的饱满程度,降低进气道壁面流动分离的潜在风险,提出了基于阵列微型叶片式涡流发生器的前体压缩面低能流掺混方法。采用数值模拟方法研究了涡流发生器在来流马赫数7状态下的流动特性,揭示了主要流动控制机理,并分析了安装角对掺混效果的影响规律。研究结果表明:微型叶片式涡流发生器可对近壁气流产生一定扰动,形成局部大侧滑角、低压区域,掺混的主要机理在于叶片两侧分别形成扫掠激波、膨胀波,诱导近壁流体向叶片方向偏转,形成局部横向迁移,进而与主流产生掺混效应;负安装角的涡流发生器的扰动能力最强,但总压损失也最大;正安装角时涡流发生器的扰动能力随安装角的增大而增大;相比于无控制状态,所有叶片式涡流发生器均可降低边界层形状因子,安装角15°时的边界层形状因子最小,边界层速度型最为饱满,说明该状态下壁面流动具有较优的抗逆压分离能力。 相似文献
122.
在机器人自动制孔过程中,制孔点位信息通常从待制孔工件工艺数模上获取,而待制孔工件安装过程中会出现位置偏移和变形,由工艺数模得到的点位信息无法直接满足孔位精度要求。为了保证自动制孔的孔位精度,提出了一种基于遗传算法的插值Coons曲面孔位修正方法。利用制孔区域边角基准孔建立双线性Coons误差曲面模型,通过模型计算出待制孔的误差补偿向量,并补偿至理论制孔位置。针对误差曲面切矢模长无法确定的情况,利用制孔区域内的基准孔构建遗传算法模型,计算出切矢模长最优值,使拟合的误差曲面更符合实际制孔区域曲面。通过试验对算法的有效性和精度进行验证,结果表明:采用基于遗传算法的插值Coons曲面孔位修正方法,可以使孔位误差得到有效的补偿。补偿后的平均孔位误差仅为0.195 6 mm,与传统的插值曲面方法相比,孔位误差降低了5%~10%。 相似文献
123.
124.
锪窝孔边扇形角裂纹应力强度因子的三维有限元分析 总被引:2,自引:0,他引:2
根据航空等领域内锪窝铆接及锪窝锣接构件的典型结构特征,采用三维的十节点四面体等参有限单元模型,分别对无裂纹及孔边含裂纹锪窝孔 /直通孔结构进行了模拟分析;得到了锪窝孔构件的危险部位及90°,120°锪窝孔边扇形角裂纹的应力强度因子,给出了覆盖面广的计算曲线;通过对计算结果的分析,讨论了裂纹长度、孔径以及板厚等因素对应力强度因子的影响。和已有的文献比较表明,本文数值结果精确,方法可靠。 相似文献
125.
126.
127.
采用根据相似理论几何放大的模型,在流动相似的条件下,实验研究了带肋壁与出流孔内流通道的流阻特性。在内流通道进口雷诺数为40000-80000,通道总出流比为0.30—0.60的范围内测量了通道压力损失系数Cp的分布,分析了通道进口雷诺数和通道总出流比对Cp的影响规律。结果显示:在通道进口雷诺数一定时,随总出流比的提高,通道内Cp减小,压力损失减小;在通道总出流比一定时,通道进口雷诺数对Cp无显著影响。另外,在比较了当前内流通道流阻工程算法与实验结果的基础上,提出了对当前流阻算法的改进措施。 相似文献
128.
129.
论述了产品在设计、加工、安装调试阶段、大型试验中以及产品在交付以后的使用阶段,计量保障工作对于确保产品的质量所起到的重要作用和一些具体做法. 相似文献
130.
根据某发动机地面慢车状态滑油压力受限的情况,对滑油系统中影响滑油压力的各个部件进行了分析,对发动机主滑油泵的供油、泄漏等进行了计算,并根据试验实测,提出了使用国产4050滑油时的故障排除方法和改进措施。 相似文献