某产品变深槽靠模形板的设计与计算

本文通过对某产品变深槽加工关键技术的解决,阐述了变深槽靠模形板的设计原理。并对计算公式的推导及计算方法做了详细介绍,为以后类似零件的加工提供可借鉴的理论依据。     

进气道安装间隙对发动机振动影响试验研究

针对航空发动机试车中发动机与进气道、试车台之间因安装方式不同引起振动响应表征不同的差异,采用控制单一变量法结合A台份航空发动机在不同试车台开展的振动测量对比试验研究结果,试验分析进气道和发动机进气机匣端面的安装间隙及试车台个体差异对航空发动机、进气道各安装截面振动响应的影响。通过A台份航空发动机在D、C试车台的振动测量对比试验验证,结果表明：进气道和发动机进气机匣端面的安装间隙与发动机风扇机匣振动呈现正相关,与进气道振动呈现负相关,其对发动机中介机匣及后挂点振动影响不显著,进气道自身振动增大的同时能够抑制发动机风扇机匣振动水平;在相同安装形式条件下,航空发动机、进气道各安装截面在不同试车台的振动响应变化趋势一致,实际振动水平与试车台台架制造、安装等个体因素相关;通过调整进气道与进气机匣的安装间隙值,可实现对台架试车中发动机风扇机匣振动响应的控制。研究结果为后续同类型航空发动机整机振动控制及试车台架设计安装提供参考。     

凸台扰流结构对火焰动态特性的影响

支板稳定器是多模态冲压燃烧室的关键部件,稳焰区具有多回流区耦合和多剪切层散布等特点,火焰稳定困难且火焰结构表现复杂的动态特征。以带有/无凸台扰流结构的支板稳定器为研究模型,采用高频ICCD（增强电荷耦合器件）拍摄部分预混火焰图像、双铂铑热电偶测试出口温度,发展部分预混动态火焰关键特征参量的定向选择、时空关联解耦、脉动识别、均值计算、最大概率密度分布等算法,构建部分预混动态火焰表征方法。研究结果表明：凸台扰流结构有助于脉动振荡区和共轭温度场前移,强化燃油在主回流区二次雾化,增强火焰的多向传播能力。凸台扰流结构具有提高火焰稳定性、燃烧室温度分布均匀性的能力;楔形凸台扰流结构可以使火焰扩张比增大5.2%～29.4%,而三角形凸台扰流结构可以在相同进口条件下,将燃烧室出口温度提高40 K以上,达到提高燃烧室出口温度目的。     

iSCSI技术在太原川大ATC系统中的应用

引言太原川大ATC是AIX和Windows混合的网络应用系统。本文使用PC架构的iSCSItarget方案,实现纯软件方式iSCSI技术在川大ATC系统中的应用,在实际工作中,为软件和升级包的安装维     

大椭圆轨道遥感卫星有效载荷安装面热变形抑制方法

针对大椭圆轨道遥感卫星有效载荷安装面在复杂外热流环境下存在较大热变形的问题,文章提出了碳纤维结构铺层优化和柔性连接两个热变形抑制的方案,并分析了两个方案的优缺点。以某大椭圆轨道遥感卫星为例,进行了分析验证,结果表明:采用柔性连接设计方案优于碳纤维结构铺层优化方案,可将因热变形引起的载荷安装面法向变化从672μrad减小至185μrad,更适用于大椭圆轨道卫星不规律多变外热流下有效载荷安装面的热变形抑制。     

传感器安装误差及其对飞行器气动参数辨识的影响

基于飞行器线性化纵横向解耦数学模型,系统地分析了加速度仪表、流向传感器和角速度陀螺安装位置误差和轴不平行度误差对飞行器气动参数辩识的影响。分析表明,必须将传感器安装误差限制在一定的范围内,否则得不到今人满意的参数估值。分析结果对指导飞行试验设计及非线性模型参数估计具有重要意义。     

航空发动机钛合金声衬热振响应特性

针对高温振动环境下钛合金声衬动响应变化规律及疲劳失效问题,以仿真分析和试验相结合的方法开展钛合金声衬高温环境下的振动特性研究。研究结果表明:200 ℃下钛合金声衬1阶固有频率计算结果和试验值吻合较好,误差在8%以内。在40g振动激励下,通过对比仿真结果与试验结果发现速度响应的误差在26%以内,验证了仿真分析方法的可用性与准确性。使用该数值方法计算了热振环境下声衬的应力分布,发现声衬应力最大位置出现在蜂窝芯上,面板的应力水平整体相对较低;随着蜂窝芯高度和厚度的增大,声衬的应力水平会下降,而声衬的应力水平会随着面板厚度得增大而升高;孔径的大小对声衬强度影响可以忽略。      

旋转圆形纳米板的面外振动

通过结合非局部尺度和应变梯度效应的Mindlin板理论对轴对称旋转纳米圆板进行建模.考虑纳米圆板的剪切变形,应用非局部应变梯度理论推导出描述纳米板面外自由振动行为的控制微分运动方程.应用微分求积法对控制方程进行数值求解,从而得到旋转纳米板面外振动的固有频率.在数值算例中考虑了实际工程中常见的两种边界条件,即固定约束和简...