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221.
222.
为对比研究表面处理对17-4PH不锈钢抗固体粒子冲蚀性能的影响,在17-4PH不锈钢表面进行了多弧离子镀陶瓷/金属多层膜制备、激光表面合金化(LSA)处理和超音速火焰喷涂(HVOF)硬质合金层处理,利用划痕仪、自组装的不锈钢抗固体粒子冲蚀(SPE)装置、多冲疲劳试验机对上述三种表面处理试样的小攻角和大攻角SPE失效行为和机理进行了研究。结果表明,微切削是17-4PH不锈钢及其表面改性试样小攻角下固体粒子冲蚀破坏的主要失效机制,多冲型疲劳破坏是17-4PH不锈钢及其表面改性试样大攻角下固体粒子冲蚀的主要失效机制。HVOF WC-17Co涂层可显著提高17-4PH不锈钢30°小攻角和90°大攻角下SPE抗力。激光表面合金化层能够改善17-4PH不锈钢抗30°小攻角和90°大攻角下SPE性能,但SPE性能改善效果弱于HVOF喷涂涂层。TiAl N/Ti多层膜不能显著提高17-4PH不锈钢抗30°小攻角和90°大攻角的SPE性能。 相似文献
223.
采用Zn-14.1Al-0.9Si和Zn-21.5Al-1.5Si两种钎料钎焊获得铜/铝接头,研究了Cu/Zn-Al-Si/Al接头Cu母材/钎缝界面结构、钎缝中心区显微组织、接头抗剪切性能和断口形貌.研究发现,Cu/Zn-14.1Al-0.9Si/Al接头和Cu/Zn-21.5Al-1.5Si/Al接头界面结构均为Cu/扩散层/Al4.2Cu3.2Zn0.7,其中Al4.2Cu3.2Zn0.7化合物层厚度分别为1~2 μm和3~4μm.2种铜/铝接头钎缝中心区均由α-Al固溶体,η-Zn固溶体,Zn-Al共晶和Si单质组成,未发现脆性CuAl2化合物.由于具有较薄的界面化合物层,在剪切力作用下,Cu/Zn-14.1Al-0.9Si/Al接头断裂一部分起源于Al4.2Cu3.2Zn0.7化合物层,另部分起源于界面扩散层,而Cu/Zn-21.5Al-1.5Si/Al接头断裂均起源于较厚的Al4.2Cu3.2Zn0.7化合物层.因此,Cu/Zn-14.1Al-0.9Si/Al接头的抗剪切强度高于Cu/Zn-21.5Al-1.5Si/Al接头,分别为60.1MPa和55.6MPa. 相似文献
224.
针对目前自适应滤波算法的不足,在测量系统量测噪声方差未知的情况下,设计了一种基于冗余测量的自适应卡尔曼滤波(RMAKF)算法。通过对系统冗余测量值的一阶、二阶差分序列进行有效的统计分析,可以准确估计系统量测噪声统计特性,进而在滤波过程中自适应调节噪声方差阵R,提高滤波精度。以全球定位系统/惯性导航系统(GPS/INS)松组合导航系统为对象进行了仿真实验,结果表明该算法在测量系统噪声特性未知或发生改变时,可对其进行准确估计,在采用低精度惯性器件情况下,滤波结果较其他主要自适应卡尔曼滤波算法有较明显的改进。 相似文献
225.
直升机的气动弹性问题与固定翼飞机不同,不仅要考虑单片桨叶,更要将旋翼视为一个整体,考虑其动态入流、尾迹影响以及旋翼与机身之间的相互耦合等。就单片桨叶而言,在结构动力学上,需要考虑离心力场、几何非线性以及桨叶的非线性挥舞-摆振-扭转耦合;在气动力上,需要考虑动态入流以及桨尖处可能的失速效应,本质上属于非线性气动弹性力学范畴。由于旋翼气动力通常是以周期形式通过旋翼轴传给机身,并引起机身振动,而机身运动又通过改变桨叶根部形态反过来影响旋翼的气动弹性特性,这种旋翼/机身耦合问题,也是近年来直升机气动弹性问题研究中的重要方向和热点之一。此外,随着旋翼流场数值分析方法的日趋成熟,采用动态重叠网格或滑移网格方法来实现桨叶运动,并通过动网格技术来实现桨叶的弹性变形,从而实现弹性旋翼流场的数值模拟,目前正呈现出勃勃生机,成为直升机气动弹性研究的又一重要方向和热点。随着各种新构型直升机的相继出现,如倾转旋翼机、前行桨叶概念旋翼(ABC)直升机和复合式直升机等,也带来了新的气动弹性问题。不断发现问题、解决问题,推动本学科持续发展,永远是气动弹性工作者终身奋斗的目标。 相似文献
226.
227.
小展弦比飞翼布局新型嵌入面航向控制特性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
在小展弦比飞翼布局机翼外侧上/下表面分别设计了一组中等后掠角嵌入面,并对其跨声速时的航向控制效果及其流动机理进行了风洞试验和数值模拟研究。计算和试验结果表明,上嵌入面可在小迎角范围通过轴向力和侧向力的共同作用提供稳定的偏航力矩,实现航向控制;当α6°时,由于嵌入面逐渐处于前缘涡的影响范围内,在前缘涡的吸力作用下,嵌入面航向控制效果迅速下降,直至失效,且进行航向控制时存在不利的滚转耦合;下嵌入面可在全迎角范围内提供稳定的偏航力矩,实现航向控制;通过在小迎角范围内使用上嵌入面,α6°时使用下嵌入面,不仅可在全迎角实现航向控制,且不影响飞机的隐身性能。 相似文献
228.
根据空气/煤油富油燃烧的特点,提出了两种空气/煤油燃气发生器富油燃烧组织方案,设计了采用钝体稳定火焰和旋流空气、二次喷注空气稳定火焰的两种燃气发生器.为了对比两种方案的点火和燃烧特性,对两种燃气发生器进行了一系列热试,结果表明余氧系数是燃气发生器最重要的工况参数.随着余氧系数的增加,燃气发生器的状态逐渐从启动失败变为中途熄火,最终呈正常启动状态.采用钝体稳定火焰的燃气发生器稳定工作的余氧系数边界为0.518,采用旋流空气和二次喷注空气稳定火焰可将该边界延伸到0.237,极大地扩大了燃气发生器的工作范围.与钝体稳定火焰的燃气发生器相比,旋流空气和二次喷注空气稳定火焰的燃气发生器的富油燃烧的燃烧效率提高了20%.两种方案结构复杂性相当,旋流空气和二次喷注空气稳定火焰的燃气发生器不需要冷却火焰稳定器,可提高燃气发生器的工作时间. 相似文献
229.
基于响应面法的短距/垂直起降飞机近地面升力损失 总被引:1,自引:0,他引:1
建立了短距/垂直起降(S/VTOL)飞机近地面升力损失的流场计算模型.通过数值模拟得出特定升力布局的飞机近地面状态各工况的升力损失.采用响应面法获得了飞机升力损失关于喷管落压比(NPR)、来流速度及飞机高度的2阶响应曲面函数及显著影响飞机升力损失的关键因素.并分析了喷管落压比、来流速度及飞机高度对飞机升力损失的交互影响作用,优化得出给定工况范围内升力损失最小的工作点.研究表明:仅考虑单因素影响时,升力损失随高度、落压比的增大而减小,随来流速度的增大而增大;考虑两因素交互作用时,高度与落压比及来流速度与落压比对升力损失存在交互影响,而高度与来流速度对升力损失无交互影响;优化获得的升力损失最小的工作点是飞机距地面高度为9D(D为喷管直径)、喷飞机高度为3、来流速度为0m/s,此时的升力损失为1.3%. 相似文献
230.