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212.
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液体火箭发动机可靠性要求高、试验费用昂贵,有必要对可靠性增长试验进行综合规划,以减少试验费用、缩短研制周期和降低风险。根据液体火箭发动机的特点,提出双参数的:Bayes可靠性增长模型,综合利用产品研制过程中全程试验信息,动态评定可靠性水平。在客观评价其可靠性水平的基础上,采用MTGP(Modified Tracking,Growth and Prediction)模型跟踪增长过程,对液体火箭发动机的可靠性增长试验进行综合规划。研究表明:这种方法能在小样本下,科学、合理地评定液体火箭发动机的可靠性水平和指导可靠性增长规划,在工程中有广泛的应用前景。 相似文献
214.
对基于稳定的双共轭梯度一快速傅里叶变换(BCGs_FFT)和改进的离散复镜像方法的平面分层媒质电大尺寸埋入体的电磁散射计算进行了研究。给出了理论推导过程。数值计算结果表明:改进的离散复镜像法在不提取准静态项和表面波项的条件下,可拟合获得准确的近区和远区空域格林函数结果,并加快了分层媒质中电大尺寸埋入体空域格林函数的计算速度。 相似文献
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216.
限制域、预混气初始温度对多孔介质表面火焰熄火特性的影响 总被引:1,自引:1,他引:1
为了对基于多孔介质表面火焰的微型燃烧室技术进行优化设计,以甲烷/空气预混气为研究对象,针对不同的限制域、预混气初始温度,开展了多孔介质表面火焰熄火特性实验研究.实验结果表明:在石英玻璃限制域下,多孔介质表面火焰可以维持在0.188~0.436m/s的低预混气速度下,速度升高容易发生推举和吹熄;而限制域的长度未产生影响作用;随着预混气初始温度从293K升高至550K,多孔介质表面火焰的熄火速度极限得以提高.当量比为1.0时,预混气熄火速度从293K的1.176m/s增加至550K的2.678m/s,并存在不同斜率的上升过程,而初始温度对熄火本质没有影响. 相似文献
217.
为了分析喷注器对涡流冷却推力室燃烧效率的影响,开展了2kN气氢/气氧涡流冷却推力室的设计、仿真与试验研究,设计加工了三种不同喷嘴分布直径的氢喷注面板,在试验过程中测量了推力、燃烧室圆筒段内壁面温度、内壁面压力等参数,利用热力计算、流场仿真与试验测量结果对涡流冷却推力室燃烧效率进行了分析。结果表明,在所分析的三种喷注面板中,喷嘴分布半径最大的推力室燃烧效率最高,为97.6%。同时开展了透明燃烧室的试验研究,高温火焰在燃烧室圆筒段59.5%半径以内区域,验证了内外涡流结构的存在。仿真结果表明,氢喷嘴分布直径影响燃烧区域的分布,从而影响燃烧效率。 相似文献
218.
219.
微重力效应的物理解释及其应用 总被引:2,自引:0,他引:2
讨论了微重力效应及其分子物理学解释,万有引力的单极性决定了它的累积性和宏观性,重力对自由分子的影响是微科其微的,然而在流钵,特别是在液体内部的具体条件下,重力对流体内部分子集团产生明显影响,以宏观的静压强形式表现出来。而当重力变小,变微,流体内部的静压强也就趋于消失,由静压强产生的二级现象,如异相沉降或浮泛。同相的浮泛对流,液体自约束成球形,也就消失,这些就是微重力的一,二级物理效应,本文认为,Bossinesq近似对于流体而言实质上是线性热力学假设或近平衡态假设,可以用初始平衡态的物性参量表征临界点时的无量纳数,提出一种重力消失诱发非平衡态向平衡态蜕变的猜想,从文中导出的瑞利数Rα的表达式可以看出,重力加速度的消失,可以使瑞利数的值从远离平衡态的湍流蜕变到稳定流动的瑞利-贝纳对流胞,甚至是没有宏观流动的平衡态,最后,将本文给出的理论解释模型应用到空间材料加工所需微重力水平的估算、窨材料加工工艺的微重力利用准则和空间装置中气体自然对流传热状态模拟的低真空和微重力的互换性方面。 相似文献
220.
安装在发动机上的各种传感器是发动机状态监测的主要依据,由于工作环境恶劣,传感器失效时有发生。由于发动机运行过程中的性能蜕变和台次差异,现有基于主成分分析(PCA)的传感器故障隔离方法应用条件苛刻且诊断效果有限。针对这些问题,在对发动机数据分析的基础上,将滑动时间窗方法与PCA方法结合,提出双滑动时间窗的PCA方法用于故障传感器的隔离,并基于发动机试车数据进行了方法验证。结果表明:该方法能降低发动机性能蜕变和台次差异对发动机传感器故障诊断的影响,没有参数相关性的限制,可以实现对四种常见传感器故障的有效隔离,以及对两种发动机试验过程中故障的准确检测。研究证明了高速运转系统性能蜕变和强耦合复杂大系统台次差异对基于数据的故障诊断方法效果的影响,验证了在线学习/训练算法对这两种现象的鲁棒性。 相似文献