摘要：针对采用传统计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD)方法计算火箭发动机尾喷焰耗时较大的问题,提出了一种基于卷积神经网络方法的地面尾喷焰反应流场智能预测模型,用于实时、快速生成典型发动机型谱参数条件下的高精度喷焰流场结果.以固体弹道评估发动机(ballistic evaluation motor Ⅱ, BEM-Ⅱ)为研究对象,在一定发动机型谱参数范围内采用拉丁超立方抽样方法抽选样本空间,将基于CFD方法计算的40个尾喷焰稳态流场样本作为模型训练数据集.采用编码器-解码器结构,引入并行解码器、反卷积层和瓶颈层,使模型能够在数量较少的样本下取得良好的训练效果.采用试车实验数值结果验证和评估了不同欠膨胀状态下尾喷焰流场智能预测模型CNN-PLUME的预测性能.结果表明:建立的尾喷焰智能预测模型回归系数接近于1,模型鲁棒性强;可实时生成尾喷焰反应流场结果,模型效率高;喷焰流场预测结果与试验校核数据高度一致,模型预测精度高;在不同欠膨胀状态下尾喷焰流场最大误差为14.17%,模型泛化能力较强.该模型可为地面试车尾喷焰流场规律以及发动机型谱参数设计提供方法支撑.

摘要：考虑桩周饱和土和桩芯饱和土的三维波动效应研究了饱和土中管桩群桩的水平振动,得到了管桩群桩的水平动力阻抗。将桩周土和桩芯土视为两相饱和土,并利用多孔介质理论来描述其力学特性。运用数学物理手段求得了桩周饱和土和桩芯饱和土的水平动力阻抗。运用波的传播理论和叠加原理,同时考虑边界条件和三角函数的正交性,求得了管桩群桩中任一根管桩的水平作用力。考虑刚性承台处管桩桩顶位移协调条件和桩顶水平作用力平衡条件,得到了饱和土中管桩群桩的水平动力阻抗。以2×2管桩群桩为例分析和讨论了有关物理参量对饱和土中管桩群桩水平振动特性的影响。研究结果表明:实芯群桩与管桩群桩的水平动力阻抗都存在一定的差异,频率较小时需要考虑桩芯饱和土与桩周饱和土性质的差异对管桩水平动力阻抗的影响,管桩长径比和管桩壁厚对饱和土中管桩群桩水平振动的影响较大,在实际工程设计中需要重点考虑桩身尺寸。

摘要：随着三胎政策的开放和人们生活水平的提高,人们对母婴市场的需求也越来越高。市场依靠专业的产后康复,探索当下能够更好地服务大众的母婴服务产业模式,并且以婴悦家为例,对以往母婴服务产业模式进行了归纳,并依托大数据、互联网的发展,设计出一套母婴服务产业新模式。以衣、食、住、行、玩、学、孕、护八位一体模式发展的婴悦家在用户的体验和产后康复效果方面远超以往传统母婴服务产业模式。母婴服务产业的科学全面发展不仅丰富了商业模式创新的理论,还使我们的服务产业被大众接受和认可,从而实现双赢。

摘要：选用生物发酵法生产的1,5-戊二胺、对苯二甲酸和间苯二甲酸为原材料,在去离子水中成盐,制备得到对苯二甲酸戊二胺(5T)盐和间苯二甲酸戊二胺(5I)盐。红外光谱和核磁共振氢谱测试结果表明,5T盐和5I盐的化学结构与设计相符;差示扫描量热法(DSC)分析测得尼龙5T盐的熔点为252、289℃,尼龙5I盐的熔点为238.5℃;热失重分析得到尼龙5T盐和尼龙5I盐最大热降解速率时的温度分别为278、463℃和245、476℃;元素分析测得尼龙盐的C、H、N的实测值与理论值相当。

摘要：本文从康定斯基的理论著作出发,在分析了康定斯基的两幅抽象画作品《若干个圆》以及《软和硬》的绘画风格和构图手法后,我们用processing语言设计并编程,实现了相应风格的抽象画作品。生成后的作品不仅仅局限于原画的形式,而是赋予了计算机一定的自由度,能够以伪随机的形式产生千变万化的类似风格的作品。在文章中我们展示了康定斯基的原画以及计算机最后生成的结果。

摘要：为了研究内埋式武器舱弹体投放过程中下落弹体与舱体之间强烈的相互作用,利用基于Menter SST k-ω湍流模型的分离涡模拟方法,结合六自由度刚体动力学方程和重叠网格技术对某一简化开式弹舱和弹体模型的三维流场进行了非定常计算,利用非平稳信号处理方法平滑伪Wigner-Ville分布分析了舱内测点压力的时频特性。研究结果表明:在弹体出舱过程中,剪切层被破坏,导致舱体内流动状态发生较大改变,不再呈现开式舱体自持振荡特性,舱体内噪声的各阶单调声模态不明显,受弹体的影响,舱体内强度较高的涡结构主要集中于舱体后缘,使舱体后缘噪声水平升高;弹体出舱后剪切层迅速重建,自持振荡回路再次形成,舱体流动状态恢复为典型的纯空舱流动状态,但受弹体头部加速气流的影响,剪切层不稳定性增强,导致舱体内部噪声水平升高。弹体在出舱过程中由于剪切层影响受到抬头力矩的作用,使得弹体具有较大的迎角。弹体出舱后,在迎角的影响下,弹体开始受竖直向上的力和低头力矩的作用,竖直向上的力会阻碍弹体的下落。同时,弹体下落过程受舱体强非定常流场的影响,弹体受力也存在强烈的波动。研究结果为内埋武器舱优化设计和制定武器安全投放控制规律提供参考。

摘要：超声速条件下内埋式弹舱通常存在明显的自持振荡现象并产生强烈的气动噪声。分别利用分离涡模拟(DES)方法和求解非线性脉动方程组的非线性声学方法,对来流马赫数为2.0条件下,长度与深度比为5.88的开式空腔进行了数值模拟。计算结果表明,非线性声学方法得到的各模态声压级量级与实验结果符合较好,而DES方法得到的结果偏小,幅值在5 d B左右;DES方法求得的各模态频率与实验吻合较好,而非线性声学方法求得的频率有一定偏差。产生这些差别的原因是DES方法能较为准确地捕捉噪声源,而非线性声学方法由于耗散小而能较好地模拟噪声传播过程。从两种方法所需的计算资源对比表明:DES方法要求较密的网格和较小的时间步,需要耗费较多的计算资源;非线性声学方法采用人工合成湍流的方法来模拟小尺度脉动,可以选择较粗的网格和较大的时间步从而节约计算资源。

摘要：为了研究弹体外挂投放与内埋投放的区别,利用基于Menter SST湍流模式的改进延迟分离涡模拟(IDDES)方法以及重叠网格技术,分别对亚声速和超声速来流条件下,同一弹体外挂投放和内埋投放进行了数值模拟,得到了亚声速和超声速条件下外挂投放与内埋投放弹体的下落规律。通过对比分析表明:亚声速和超声速来流条件下,内埋投放由于受舱体内强非定常流场以及舱体唇口剪切层的影响,弹体受很大的抬头力矩,弹体姿态角变化较大,投放特性劣于外挂投放。进一步研究表明:在弹射时给弹体一定的低头角速度,使弹体以低头姿态穿越剪切层,则可以大幅度降低剪切层带来的不利影响,提高内埋投放弹体分离品质。

摘要：为了研究来流边界层厚度对开式腔体气动声学特性的影响,基于分离涡模拟方法,计算了来流马赫数为2.0条件下,不同来流边界层厚度与腔体深度比时,长深比为5.88的腔体流动特性,得到了该腔体声压级的频谱特性.计算结果表明:随着来流边界层厚度增加,形成的剪切层稳定性增强,失稳后上下摆动幅度减少,失稳生成的大尺度涡与超声速主流的相互作用减弱,使得大尺度涡发展到腔体后缘时所具有的平动动能和转动动能降低.大尺度涡撞击腔体后缘在腔体内形成的气动噪声的声压级降低,最大减小幅度达7.5dB.同时各阶模态的频率也发生偏移,偏移值在100Hz左右.基于新的假设重新推导了Rossiter公式,明确了经验常数的物理意义,并以此解释了频率偏移现象.

摘要：利用基于Menter SST k-ω湍流模型的改进延迟分离涡模拟方法,对开式空腔气动声学特性进行了数值模拟研究,在腔体尾缘采用后壁开孔板加耗能腔的方法进行流动控制。分别研究了在亚声速和超声速来流条件下,所选取的控制措施对气动噪声的抑制效果;利用数值纹影方法等流场分析技术对开式空腔气动噪声的控制机理进行了分析。研究结果表明:亚声速来流条件下,耗能腔尺寸的选择对噪声抑制效果存在较大影响,若耗能腔尺寸过小,不但无法有效抑制腔体内气动噪声反而会使噪声水平大幅升高,最高升幅达12 dB;耗能腔尺寸增加后,腔体内噪声得到抑制,噪声降低幅度随着耗能腔尺寸的增加而增大。超声速来流条件下,所选用的控制措施可以有效地抑制腔体内气动噪声水平,开式空腔内自持振荡循环被终止,各阶模态频率的纯音噪声消失,噪声最高降幅达到23 dB.