热电偶温度与电势互换公式

本文对铜—铜镍(康铜)(T)、镍铬—铜镍(康铜)(E)、铁—铜镍(康铜)(T)和铂铑13—铂(R)四种热电偶,根据温度 T→电势 E 的分度公式,采用多项式回归的方法,得出了电势 E→温度 T 的拟合公式,与分度公式比较,最大偏差在0.04℃以下,0℃以上的回归公式最大偏差小于0.02℃。     

碱性无氰镀锌工艺研究

介绍了用氢氧化钠代替氰化钠进行无氰镀锌的工艺方法、工艺过程和工艺规范,研究了添加剂浓度、氧化锌浓度、NaOH/ZnO比率和电流密度对锌镀层的沉积速率、外观、抗腐蚀性、氢脆性的影响,得到了无氰镀锌电镀液最佳配方和无氰镀锌的工艺规范。采用该规范电镀的产品通过了200 h的氢脆拉伸试验。     

基于经验模态分解的有限阵元宽带自适应阵列DBF方法

针对有限阵元条件下宽带自适应阵列自由度不够和抗干扰性能下降的问题,提出一种基于经验模态分解(Empirical mode decomposition,EMD)的宽带自适应阵列数字波束形成(Digital beamforming,DBF)方法。该方法首先对阵元接收的快拍数据进行EMD处理,然后对各个模态函数矩阵应用线性约束最小方差(Linearlyconstrained minimum variance,LCMV)波束形成算法求解自适应权矢量,最后对信号进行重构。与传统的基于快速傅里叶变换(Fast Fourier transform,FFT)子带自适应阵列方法相比,该方法具有以下优势:适用于阵元数目受限的宽带自适应阵列,无需事先指定模态函数划分的频段,可以提高阵列处理的自由度。仿真验证了所提方法的有效性。     

基于统计特征的轴流风扇/压气机性能试验数据相关性分析

采用关联统计的系统研究思想,收集整理了国内14台轴流风扇/压气机性能试验数据,在分析、识别大流量风扇与高压比压气机变工况特性曲线形状结构特征的基础上,提出了表征风扇/压气机气动性能的两类基本属性.通过尝试构建多种无量纲物理参数,在统计层次上探索了风扇/压气机特性曲线变转速偏移程度和等转速工作范围的量化关联关系.结果表明:大流量风扇非设计转速特性曲线的偏移程度和有效流量工作范围均要大于高压比压气机;风扇/压气机最高效率线上相对压比、相对流量、相对流量-转速比和相对加功量-转速比4个物理参数之间存在明显统计规律;所构建的经验数学模型可以对性能试验数据做统一相关性分析.      

基于MEMD和ELM的飞机机翼健康状态预测技术

复合材料在现代飞机结构中的应用越来越广泛,为了有效地对飞机机翼健康状态进行预测,提出了基于多元经验模态分解(MEMD)和极限学习机(ELM)的飞机机翼健康状态预测方法。以某型飞机复合材料机翼盒段为具体研究对象,对其进行冲击与疲劳加载试验,利用光纤传感器及其采集系统募集飞机复合材料机翼盒段的原始应变信息,对其健康状态予以表征。对所采集的原始应变信息进行MEMD分解,提取分解后各频带信号的能量熵作为表征飞机复合材料机翼盒段健康状态的特征信息,采用动态主元分析法(DPCA)将所提取的能量熵特征信息进行融合,采用融合后所得到的能量熵构建ELM预测模型,对某型飞机复合材料机翼盒段健康状态进行预测。试验研究表明,本文方法可以有效实现飞机机翼的健康状态预测,具有很好的应用前景。     

旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算研究

针对旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算问题,将CFD方法与Farassat 1A(F1A)公式相结合,提出了一种适用于旋翼干扰下的尾桨气动噪声数值计算方法。首先,应用所提出的方法进行了噪声的算例验证,并与参考文献结果进行了对比;然后,着重针对悬停和前飞状态旋翼干扰下的尾桨噪声及气动特性进行了计算分析,并与孤立尾桨状态进行了对比。计算分析结果表明:悬停状态下,旋翼干扰下的尾桨气动噪声水平显著大于孤立尾桨;而在前飞状态,由于旋翼尾迹对尾桨桨盘平面产生更强的气动干扰,这一现象会更加明显;同时,在旋翼干扰作用下,尾桨噪声的主传播方向也会发生明显变化。     

一种仿生扑翼飞行器的设计及动力学分析

为了提高仿生扑翼飞行器设计水平,弄清仿生扑翼飞行器的动力学特性、改善其飞行性能,设计了一种折展翼仿鸟扑动飞行样机,并对其动力学特性进行了分析。通过仿生方式设计了基于曲柄连杆的折展扑动机构,建立了扑翼机构的运动学模型,得到了相关运动学参数,并采用拉格朗日方法,推导出扑翼扑动时的动力学模型。基于条带方法对该扑翼的气动力、气动力矩载荷进行估算,分析了折展扑翼非对称扑动时翼翅气动力矩变化规律,结果表明:与一般直扑翼相比,折展翼在上扑阶段受到更小的阻力,因而扑翼扑动过程中能够获得更大的升力。基于ADAMS软件包,对扑动机构关键铰接位置的力学特性进行分析,为优化扑动机构、提高其结构强度提供重要参考。      

体-翼干扰区热环境特性分析及预测

高速飞行器的体—翼干扰区热流精确预测对于飞行器生存能力与战术性能的提高具有重要的 意义,是高性能飞行器设计水平的一个重要标志。由于体—翼干扰区流场的复杂性,目前尚 无满足工程设计要求的热环境预测方法,在分析体—翼流场特性的基础上应用文献［1 ］的压力—热流关系式,提出体—翼干扰区的热流预测方法,即压力由N-S数值解给出,热 流应用压力—热流关系式得到,炮风洞的实验结果验证了本文预测方法的可 靠性 。
     

基于控制理论方法的翼型最大升力优化设计

使用控制理论方法建立了对翼型最大升力优化设计的模型.并且在给定约束力矩系数和约束翼型面积条件下对GAW-1低速高升力翼型进行了最大升力状态实例优化设计,验证了使用粘性伴随方法建立的以翼型最大升力为目标的多约束优化模型的有效性。     

含孔边裂纹有限大单块板的解析变分解法

本文利用复变函数方法导出含孔边双侧直线裂纹有限大板应力与位移的全场表达式,满足所有基本方程式、裂纹表面边界条件与复连通域位移单值条件。应用变分原理满足其余边界条件并求解应力强度因子。变分方程中只有线积分。故本方法计算效率较高。