【摘 要】
：
本文通过由常温分别降至-40C、-80C、-120℃、-160℃和-190℃及其再回至常温时混凝土受压试验,探讨经历不同超低温混凝土在其超低温时以及再回至常温时受压强度及其离散性变化情况.结果 表明,随作用的超低温降低,混凝土超低温时受压强度总体上呈不断增大趋势,离散性也呈增大态势.经历超低温再回至常温受压强度并未出现恶化情况,相比未经历超低温的常温时受压强度还有所提高,其受压强度变异系数仍呈波动的减小趋势;超低温时及其再回至常温时的各温度区间混凝土受压强度及其变异系数变化率变化较为复杂,但超低温区间的温
【机 构】
：
清华大学土木工程系 北京100084;中国石化青岛液化天然气有限责任公司 266499
论文部分内容阅读
本文通过由常温分别降至-40C、-80C、-120℃、-160℃和-190℃及其再回至常温时混凝土受压试验,探讨经历不同超低温混凝土在其超低温时以及再回至常温时受压强度及其离散性变化情况.结果 表明,随作用的超低温降低,混凝土超低温时受压强度总体上呈不断增大趋势,离散性也呈增大态势.经历超低温再回至常温受压强度并未出现恶化情况,相比未经历超低温的常温时受压强度还有所提高,其受压强度变异系数仍呈波动的减小趋势;超低温时及其再回至常温时的各温度区间混凝土受压强度及其变异系数变化率变化较为复杂,但超低温区间的温度较低时经历超低温再回至常温作用工况波动很小、可忽略不同超低温对其影响.本文试验结果可为LNG储罐类混凝土结构设计及其安全性能评估提供参考.
其他文献
为解决微纳卫星利用固体火箭推进器进行快速轨道机动时的姿态翻滚问题,提出了利用质量矩技术对卫星的俯仰、偏航通道姿态进行稳定控制.首先考虑推进剂燃烧、质量块运动等因素引起的系统质量特性参数的变化,建立质量矩固体推进微纳卫星姿态动力学模型;然后分析了推进剂燃烧、质量矩控制引入的系统模型参数不确定性、连续有界未知干扰;随后基于反演控制方法,设计了卫星姿态角和姿态角速度双回路自适应滑模动态面控制器,利用自适应算法调节控制参数估计来补偿不确定因素的影响;基于Lyapunov函数证明了闭环系统的稳定性.最后,通过数值仿
固液燃料混合推进是航天推进系统的重要环节.液体发动机燃料热熵低,为了提高火箭或导弹的续航能力,结合固体粉末燃料热熵高的特点,采取了固液混合燃烧的策略,进而提高发动机燃料的热熵,增加发动机的续航里程.根据齿轮啮合原理,对关键结构双螺杆齿形展开修形设计,建立了流道三维模型和仿真模型;在齿形设计的基础上,围绕固液混合均匀、变比例输送开展固液混合燃料输送系统集成设计,完成整机的加工、装配、调试,搭建实验平台,建立液压测试系统,开展实验.结果表明,设计的两相流泵实现了固液两相物料的混合输送,实现了固液燃料变流量、变
为了分析船用增压器涡轮机进、排气系统对涡轮级性能的影响,采用数值模拟方法对全流道大膨胀比跨声速涡轮与进、排气壳耦合计算,探索进、排气壳耦合对涡轮级性能参数的影响,结果表明:进气壳主要影响静叶10％和50％叶高前缘的来流气流角周向分布,静叶排会减弱进气壳带来的参数周向不均匀性,排气壳主要影响动叶尾缘0°与180°周向位置总压与静压分布,进、排气壳耦合涡轮级总静效率比均匀边界涡轮级下降0.25％.
为了揭示上浮过程中的尾流涡结构及其与气泡之间的相互作用,分别采用阴影图像法和层析PIV技术,对单个气泡在静止水中自由Z字型上浮的过程进行了实验研究,得到气泡的形状、运动和三维的尾流速度场.采用λci涡判据和有限时间李雅普诺夫指数(Finite-time Lyapunov exponent,FTLE),从速度场识别出三维的尾流涡结构和二维的拉格朗日拟序结构.结果表明,Z字型上浮过程中,气泡周围环绕有涡环,涡环会沿运动路径脱落交替的、方向相反的发卡涡;单个发卡涡脱落过程中,气泡底部的FTLE脊线会形成一个位置
加速控制计划直接影响了发动机的响应速度以及运行安全.为了提高发动机响应能力,提出了一种基于等温度线的发动机全包线加速控制计划.分别针对稳态和动态过程开展相似换算误差分析,证明并验证了关键参数在等风扇进口温度时,具有较高相似换算精度的规律.基于此换算误差理论,提出全包线加速控制计划改进方法,该方法在不同等风扇进口温度下设计多条加速控制计划,再通过线性插值得到包线内不同等温线下的加速控制计划.结果表明,改进后的加速控制计划相比于传统单点优化得到的加速控制计划,发动机加速至最大转速的98％所需的时间缩短了7.2
直接推力控制可以有效改善推力控制的品质,针对航空发动机直接推力控制问题,进行了模型预测控制(Model Predictive Control,MPC)研究.为了提升航空发动机推力控制的精度,提出了基于复合推进系统动态模型-状态变量模型(Compact Propulsion System Dynamic Model-State Variable Mod?el-State Variable Model,CPSDM-SVM)的航空发动机直接推力预测控制方法.CPSDM实时估计出不可测参数(推力、喘振裕度等)的基
基于某一典型民机动力装置——PX10涡扇发动机,本文详细介绍了该型号在合格审定过程中针对FAR33部适航规章所要求进行吞鸟、吸冰、振动、超转、叶片包容等各项考核所需进行的试验验证和安全性分析过程.整个适航符合性验证过程涵盖载荷谱分析、强度计算、工况模拟试验等技术手段,各项试验结果均满足对应规章条款的通过准则,表明该型发动机在设计与制造环节具备充足的安全裕度.针对国内商用发动机鲜有适航取证成功案例的现状,本文首次全面阐述了完整的民用航空发动机适航符合性验证过程,为国内发动机厂商产品的适航取证工作提供了借鉴和