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511.
当前大型桥梁在线健康监测与损伤识别中主要采用基于结构模态参数的方法,该类方法存在固有缺陷。结构的频响函数包含了更丰富的结构动力信息,但数据量大、冗余度高,不利于工程应用。本文采用主元分析方法,对结构频响函数进行空间变换,得到的主元向量可在最小均方意义下提取数据的主要分布特征,根据主元的累积贡献率,可选取较少的主元可靠重构结构的频响函数,从而使基于频响函数的在线监测在大跨桥梁结构的应用更为可行。具体针对润扬长江大桥,结合实时监测系统的测点布置,对南汊悬索桥进行了动力特性分析,根据降维后的较少主元对结构频响进行重构。误差分析结果表明,采用27或20个主元能提取润扬悬索桥的主要动力特征,重构误差的均方值分别为0.0097和0.0134。 相似文献
512.
大推力氢氧发动机的频率特性仿真研究 总被引:1,自引:1,他引:0
采用传递矩阵法对某大推力氢氧火箭发动机系统的频率特性进行了仿真分析.首先建立发动机系统管路和部组件的频域线性化数学模型,并根据系统管路和部件的联接关系,简化系统模型,构成了联系扰动量和系统变量的线性方程组,进一步求解得到扰动量作用下系统变量的频率响应特性.通过仿真对比发现燃气发生器循环与分级燃烧循环的氢氧火箭发动机系统频率特性有显著差异. 相似文献
513.
514.
针对某加注系统在某任务过程中两台贮罐并联供液时其中一台发生出液受堵问题,为避免再次发生类似问题,建立系统物理模型,通过流体动力学连续方程和动能方程进行分析计算,找出了导致问题产生的主要原因。利用FLUENT仿真软件对两罐汇流区域进行数值模拟和结果分析,验证了并联贮罐出液受堵问题发生的根本原因,提出了针对性措施。 相似文献
515.
具有微小W型肋的结构化表面冲击冷却实验 总被引:1,自引:1,他引:0
将冲击冷却技术与肋化表面相结合,研究了一种具有微小W型肋的表面射流冲击冷却结构。通过稳态实验和瞬态热色液晶测试技术来探究光滑靶板和微小W型肋靶板的传热特性。测试时的冲击间距比为1.5,3和5,基于水利直径的雷诺数为15000~40000。结果表明:两种靶板的平均努塞尔数和压力损失均随雷诺数的增加而增加,随冲击间距比的增加而减小。当冲击间距比为1.5时,与光滑靶板相比,微小W型肋靶板的平均努塞尔数提高了5.1%~7.3%,压力损失却几乎不变。但当冲击间距比大于3时,由微小W型肋带来的强化传热效果并不显著。 相似文献
516.
使用瞬态液晶(TLC)热像传热测试技术,对具有边缘倒圆的凹陷涡发生器局部传热特征和流动阻力进行了实验研究。凹陷边缘倒圆方案有2种:凹陷前边缘倒圆和凹陷边缘全部倒圆。凹陷的投影直径与通道高度比为1.0,凹陷深度与直径比为0.2,实验雷诺数范围为10 000~60 000。实验结果表明,在选取的雷诺数下,相比于光滑通道,边缘无倒圆的常规球型凹陷涡发生器阵列表面对流换热性能提升了约62.0%,相应的摩擦因子也增大了约73.0%。与无倒圆的常规球型凹陷涡发生器相比,边缘全倒圆的凹陷涡发生器换热性能提升了约3.6%,摩擦因子降低了约4.6%;前边缘倒圆的凹陷涡发生器换热性能提升了约11.0%,摩擦因子提高了约5.2%。综合看来,边缘倒圆使得凹陷涡发生器内部表面传热更加均匀;前边缘倒圆的凹陷涡发生器综合换热性能最高,比边缘无倒圆的常规凹陷涡发生器高出约9.6%;而边缘全部倒圆的凹陷涡发生器的综合换热性能比常规凹陷涡发生器高出近4.4%。 相似文献
517.
低温推进剂过冷技术研究 总被引:4,自引:3,他引:1
综述了低温推进剂3种过冷方式(换热过冷、抽空减压过冷和冷氦气鼓泡过冷)的过冷机理,并对比分析了其利弊,在地面全过程过冷加注时推荐采用抽空减压过冷对低温推进剂进行冷却.基于热力学理论推导了低温推进剂抽空减压过冷时耗液量、制冷量、抽空时间和泵最低抽速的表达式.研究得出低温推进剂耗液量主要用于自身温降,抵消外部漏热和贮罐材料比热容所占比例很小,如液氢自身过冷、材料比热容和外部漏热所占的相对耗液量分别为10.94%,0.38%,0.098%.推荐采用变物性算法来精确计算低温推进剂耗液量,可降低运载火箭发射成本,提高低温推进剂利用率,与现有公式对比,其相对误差为18%. 相似文献
518.
液体火箭发动机液膜冷却研究综述 总被引:3,自引:0,他引:3
液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液膜的形成、中心气流对液膜的夹带作用、液膜冷却分析模型以及液膜冷却对发动机性能的影响等方面,梳理了液膜冷却的研究文献,总结了当前研究中存在的不足,并从冷却剂注入结构、中心气流对液膜夹带特性、液体火箭发动机液膜冷却计算方法和推力室冷却结构/技术方案等方面提出研究展望。 相似文献
519.
针对火箭飞行工作中高空发动机燃料主管路系统防热罩存在热防护能力不足的问题,开展了高空羽流条件下的仿真计算和分析,依据温度计算值确定了防热罩紧固件在高温下抗拉伸强度低,在较高拧紧力矩条件下存在锌、镉脆断裂的薄弱环节,从而导致防热罩脱落。防热罩脱落后其内充填的隔热包覆材料被羽流吹落,燃料主汽蚀管连接法兰直接暴露在高温羽流环境中,高温导致法兰连接及密封失效从而产生燃料泄漏。针对防热罩热防护设计中存在的薄弱环节完成了设计改进,采用头锥形防热罩、高温合金材料的紧固件和多层耐高温隔热材料捆扎包覆等设计改进方案后,经过了高温、振动、地面发动机热试车和飞行试验验证,未出现前述故障。 相似文献
520.