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161.
斜向冲击强化换热特性试验 总被引:4,自引:7,他引:4
针对某型发动机主动间隙控制系统中典型冷却结构——45°斜向射流冲击,利用热膜法和红外热像仪测试技术,开展了局部强化冷却特性试验研究,分析了冲击雷诺数Re(33297~83242)、斜向冲击间距比H/d (2~6)等参数对冲击靶板表面局部换热特性参数Nu及Nu的影响.试验中发现位于驻点处和下游附驻点区出现了两个Nu峰值,当冲击Re较大、斜向冲击间距比H/d较小时,该现象尤为突出.试验结果表明:随着冲击Re的增大,靶板局部强化换热效果显著提升,Nu和Nu均显著增强;随着H/d的减小,驻点区域局部强化换热效果逐步提升,但增加幅度微弱;而在远离驻点区域,特别是在第二个峰值位置,冲击间距减小使得冲击强化换热效果明显增强. 相似文献
162.
含分层损伤复合材料层合板振动特性 总被引:1,自引:0,他引:1
针对复合材料层合板分层损伤区域上、下子板的畸变模态,采用自定义矩阵单元模拟其损伤区的接触刚度,建立了一种合理的层合板分层损伤有限元振动分析模型;在此基础上研究了分层深度和分层大小对复合材料层合板振动特性的影响.数值模拟结果与实验结果的对比表明:采用的自定义矩阵单元可以有效地模拟层合板的分层损伤,模态计算值与实验值的最大误差为10.67%,最小误差为0.34%;分层深度和分层大小对复合材料层合板振动特性有较大影响,随分层深度变化,固有频率最多下降50%;随分层大小变化,前4阶固有频率最多下降12%. 相似文献
163.
太阳能飞机一般都是大展弦比形式,气动弹性问题非常突出。先对飞机进行受力分析,确定在建立结构模型时需要考虑的关键问题,然后通过静力学分析确定吊舱所在位置,之后根据飞机外形参数建立详细的机翼结构模型和气动模型,再将飞机的结构模型和气动模型连接起来。对整个模型进行的气弹算例计算结果表明,这种建模是合理的。 相似文献
164.
研究单快拍下双基地多输入多输出(Multiple—InputMultiple-Output,MIMO)雷达中相干信源的离开角(Directionofdeparture,DOD)与到达角(directionofarrival,DOA)联合估计问题。利用单快拍下双基地MIMO雷达的接收信号构造一组Toeplitz矩阵,利用这组ToepIitz矩阵重构一个信号矩阵,提出一种基于降维多重信号分类(ReducedDimensionMultipleSignalClassification,RD-MUSIC)的DOD与DOA联合估计算法。提出的算法能够有效估计相干信源以及非相干信源的角度,实现角度的自动配对,并且角度估计性能远优于FBSS—ESPRIT算法以及ESPRIT-like算法。仿真结果验证了算法的有效性。 相似文献
165.
166.
本研究研发的大飞机安装厂房布局及运动仿真软件已实现基本功能,可完成模型的精简,单元定义,包括最大包围盒和最大轮廓的计算,已定义单元的清单显示,单元定义完成后可存储在.Def结尾的文件中; 相似文献
167.
168.
针对涡轮导叶宏观热力学响应,将化学气相沉积工艺2D编织SiCf /SiC陶瓷基复合材料完成拉伸试验并将该试件进行分
割,对分割后的试样进行断面电镜扫描,测量统计细观编织结构参数,建立考虑缺陷位置和形状的代表性体积单元模型。采用细
观有限元方法,应用该模型计算得到SiCf /SiC陶瓷基复合材料的宏观弹性常数。结果表明:面内拉伸模量预测值比试验值低
4.4%,剪切模量预测值比试验值高7.8%。结合陶瓷基复合材料涡轮导叶的加工工艺,建立了材料分布映射模型,对导叶典型特征
结构件在给定热载荷下的宏观响应进行预测。结果表明:涡轮导叶典型结构加热段尾缘第1主应变预测值比试验值低5.5%。 相似文献
169.
170.