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参宿二

物理性质
对参宿二的属性各方的估计不尽相同。克劳瑟和他的同事利用恒星风和大气模型,在2006年提出其亮度大约 是太阳的275,000倍(L☉),有效温度为27,000K,半径为太阳的24倍(R☉) 。塞尔和他的同事使用CMFGEN 代码分析光谱,在2008年计算的亮度是537,000 L☉,有效温度是27,500 ± 100 K,而半径是32.4 ± 0.75 R☉ 。分析猎户座OB1星协成员的光谱和年龄,得出的质量是太阳的34.6倍(在主序带时是40.8 M☉),年龄是 570万年。
因为它的光谱结构相对比较单纯,所以对于天文学家研究星际物质有所助益。在最近几百万年内,参宿二将 变成一颗红巨星,随后发生超新星爆炸。分子云NGC 1990环绕着参宿二,并借着它的亮度成为一个反射星云。参 宿二的恒星风速度可能达到2000km/s,导致它失去质量的速率大约比太阳还要快2000万倍。
参宿二是猎户座OB1星协的成员。该星协是一个大质量的联星系统,总质量高达太阳的近60倍。
基本概况
现认为其质量为24倍太阳质量,参宿二将在几百万年内将变成一颗红超巨星,随后发生超新星爆炸。爆炸后 很有可能形成一颗中子星,或者是一颗黑洞,质量大概为3至4倍太阳质量。分子云NGC 1990环绕着参宿二,并借 着它的亮度成为一个反射星云。
参宿二也是57颗使用在天文领航中的恒星的其中之一。居住在中纬度地区的人们会在每年12月15日的半夜发 现参宿二位在天空中的最高点。
在基督教出现之前的斯堪地纳维亚,猎户座的腰带被当成弗丽嘉或弗蕾亚的纺纱杆。圣经中衍生出来的雅各 与彼得的棍子被认为是东方三贤士。
在芬兰神话中(根据史诗卡莱瓦拉),这三颗星代表维那莫依宁(Väinämöinen)的镰刀与卡列芳的剑。
基于CFD

第8卷㊀第6期2023年11月气体物理PHYSICSOFGASESVol.8㊀No.6Nov.2023㊀㊀DOI:10.19527/j.cnki.2096 ̄1642.1088基于CFD/CSD耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析李泳德ꎬ㊀郭㊀力ꎬ㊀季㊀辰(中国航天空气动力技术研究院ꎬ北京100074)CharacterizationofTransonicAerodynamicDampingofRocketsBasedonCFD/CSDCouplingLIYong ̄deꎬ㊀GUOLiꎬ㊀JIChen(ChinaAcademyofAerospaceAerodynamicsꎬBeijing100074ꎬChina)摘㊀要:随着新型大推力火箭的发展ꎬ弯曲模态频率的不断降低ꎬ以及流动分离和跨声速飞行时产生的激波震荡等因素ꎬ其在跨声速飞行过程中更容易出现非定常振动发散ꎮ文章以某带助推的运载火箭模型为研究对象ꎬ通过数值计算获取火箭强迫振动时的气动阻尼ꎬ并对影响火箭气动阻尼的因素进行了分析ꎮ包括结构节点位置㊁振动振幅大小㊁脉动压力等ꎮ研究表明:助推主要起到增大气动阻尼的作用ꎻ前节点主要影响收缩段的气动阻尼ꎻ振动振幅大小和脉动压力对气动阻尼的影响可忽略不计ꎮ关键词:气动阻尼ꎻ数值计算ꎻ跨声速ꎻ气动弹性ꎻ运载火箭㊀㊀㊀收稿日期:2023 ̄09 ̄25ꎻ修回日期:2023 ̄10 ̄23第一作者简介:李泳德(1995 ̄)㊀男ꎬ工学硕士ꎬ助理工程师ꎬ主要研究方向为气动弹性分析ꎮE ̄mail:562064169@qq.com通信作者简介:季辰(1982 ̄)㊀男ꎬ工学博士ꎬ研究员ꎬ主要研究方向为气动弹性力学ꎮE ̄mail:jichen167@hotmail.com中图分类号:V475.1㊀㊀文献标志码:AAbstract:Withthedevelopmentofnewhigh ̄thrustrocketsꎬthedecreasingfrequencyofthebendingmodesoftherocketꎬaswellasthefactorssuchasflowseparationandshockoscillationsgeneratedduringtransonicflightmakeitmorepronetonon ̄constantvibration.Inthispaperꎬalaunchvehiclemodelwithboostwastakenastheresearchobjectꎬandtheaerody ̄namicdampingoftherocketduringforcedvibrationwasobtainedthroughnumericalcalculation.Thefactorsaffectingtheaerodynamicdampingoftherocketwereanalyzedꎬincludingthepositionofstructuralnodesꎬthemagnitudeofvibrationam ̄plitudeꎬpulsatingpressureandsoon.Thestudyshowsthattheboostmainlyplaystheroleofincreasingaerodynamicdamp ̄ingandthefrontnodemainlyaffectstheaerodynamicdampingofthecontractionsection.Thevibrationamplitudesizeandthepulsatingpressurehaveanegligibleeffectontheaerodynamicdamping.Keywords:aerodynamicdampingꎻnumericalcalculationꎻtransonicꎻaeroelasticityꎻlaunchvehicle引㊀言通常情况下人们认为气动力对火箭的振动起到阻尼作用ꎬ即气动阻尼为正值ꎮ然而随着大推力火箭发展ꎬ火箭的长细比逐渐加大ꎬ导致弯曲刚度越来越小ꎬ同时为了满足有效载荷的外形要求ꎬ火箭头部整流罩尺寸不断加大ꎬ后续箱体的直径却保持不变ꎬ形成了典型的锤头体外形ꎮ国内外大量的火箭研制经验表明[1 ̄9]ꎬ对于此类锤头体外形火箭的气动设计ꎬ必须要进行动态气动载荷与动态气弹稳定性分析ꎬ否则设计的疏忽可能会导致火箭结构出现毁灭性的破坏进而导致发射失败ꎮ目前常用的衡量气弹稳定性的方法是通过风洞试验来获取气动阻尼系数ꎮ早在1963年ꎬ美国国家航空航天局Ames研究中心(NASAAmesRe ̄searchCenter)采用半刚性模型开展试验研究[10]ꎬ获取火箭头部的气动阻尼来评估其稳定性ꎬ但这只能用来模拟火箭弯曲振型前节点之前部分的结构动力学特性ꎮ直到兰利研究中心(NASALangleyResearchCenter)开发了全弹性模型气动阻尼试验气体物理2023年㊀第8卷技术ꎬ其可以模拟整体的结构动力学特性以及气动外形ꎬ并应用于多款运载火箭研制[11 ̄15]ꎮ国内ꎬ中国航天空气动力技术研究院对气动阻尼问题开展过较多的研究[16 ̄20]ꎬ从模型设计方法㊁模型制作工艺㊁试验机构设计和数据处理等诸多方面ꎬ逐步改进实现了从半刚性模型到全弹性模型的过渡ꎬ并在多个型号上得到验证ꎮ然而通过风洞试验研究气动弹性问题ꎬ技术难度大ꎬ试验成本高ꎬ同时几乎不可能开展全尺寸试验ꎮ因此通过数值计算的方法开展相关研究是另一种重要的手段ꎮ刘子强等[21]实现了通过数值计算确定气动阻尼系数的技术和方法ꎬ并与试验结果进行对比ꎬ证实了该方法的可靠性ꎮ冉景洪等[22]通过模态数据结合准定常理论的方法分析了减阻杆加后体这一弹性结构的气动阻尼ꎬ结果表明减阻杆造成的分离流会对后体的气动阻尼系数产生影响ꎮ朱剑等[23]针对新一代捆绑式运载火箭发展了非结构网格下的气动阻尼计算方法ꎬ并分析了攻角㊁Mach数等参数对气动阻尼的影响ꎮ本文在之前的计算方法[23]的基础上采用IDDES模型ꎬ考虑脉动压力的影响ꎬ通过强迫振动的方式ꎬ针对捆绑式运载火箭的某一特定模态进行数值计算仿真ꎬ研究前节点位置ꎬ振动振幅ꎬ脉动压力等参数对气动阻尼的影响规律ꎮ1㊀计算方法图1为本文所用的捆绑式运载火箭的计算模型ꎬ是典型的锤头体结构ꎮ在跨声速阶段ꎬ其头部会产生激波造成激波边界层干扰ꎬ而在锤头体外形的过渡段会出现气流分离ꎮ为探究各部分气动阻尼的变化ꎬ将整个箭体分为头部㊁过渡段㊁弹身3个部分ꎮ图1㊀表面网格及区域划分Fig.1㊀Surfacegridandregiondivision1.1㊀流场仿真模型本文分别用Reynolds平均法(Reynolds ̄averagedNavier ̄StokesꎬRANS)和改进的延迟分离涡模拟(improveddelayeddetached ̄eddysimulationꎬID ̄DES)[24 ̄25]进行计算ꎬ在RANS方程中ꎬ将变量分为平均值和波动值两部分ꎬ对于速度分量有ui=ui+uᶄi其中ꎬi=1ꎬ2ꎬ3ꎬui和uᶄi分别代表平均量和波动量ꎬ对于压强和其他标量也采用类似的形式ꎬ将这种形式代入连续性方程和动量方程中ꎬ并写成张量形式∂ρ∂t+∂∂xi(ρui)=0(1)∂∂t(ρui)+∂∂xj(ρuiuj)=∂p∂xi+∂∂xjμ∂ui∂xj+∂uj∂xi-23δij∂uk∂xkæèçöø÷éëêêùûúú+∂∂xj(-ρuᶄiuᶄj)(2)其中ꎬiꎬjꎬk可分别取1ꎬ2ꎬ3ꎻρ是密度ꎻt是时间ꎻ当i=j时δij取0ꎬ否则取1ꎮ式(1)㊁(2)是RANS方程ꎬ由方程可知RANS方法将湍流脉动对平均流动的作用模化为Reynolds应力项即-ρuᶄiuᶄjꎬ之后采用湍流模型进行封闭ꎬ本文采用的湍流模型为SSTk ̄ω模型ꎬ其输运方程为∂∂t(ρk)+∂∂xi(ρkui)=∂∂xjΓk∂k∂xjæèçöø÷+Gk-Yk∂∂t(ρω)+∂∂xi(ρωui)=∂∂xjΓω∂ω∂xjæèçöø÷+Gω-Yω其中ꎬk和ω分别代表湍流动能和湍流耗散率ꎬΓk和Γω分别代表k和ω的有效扩散系数ꎬGk和Gω分别代表k和ω的生成率ꎬYk和Yω分别代表k和ω的耗散率ꎮ因此RANS方法只能计算大尺度的平均流动ꎬ本文采用IDDES方法计算脉动压力对气动阻尼的影响ꎮIDDES方法是由分离涡模拟(detached ̄eddysimulationꎬDES)方法改进而来ꎬ其本质思想与DES方法相同ꎬ是想以网格尺度和模型中的特征尺度隐式划分RANS和大涡模拟(large ̄eddysimulationꎬLES)区域ꎬ使其既能处理RANS方法无法得到的脉动场ꎬ也能降低LES方法在模拟高Reynolds数流动时所需的计算资源ꎮ区别在于当边界层较厚或者分离区域较窄时ꎬDES方法会出现如模型应力损耗(modeledstressdepletionꎬMSD)ꎬ网格诱导分离(grid ̄inducedseparationꎬGIS)以及对数层不匹配(logarithmic ̄layermismatchꎬLLM)问题[24]ꎬ而IDDES模型通过改良计算区域划分ꎬ结合延迟分离涡模拟(delayeddetached ̄eddysimulationꎬDDES)和03第6期李泳德ꎬ等:基于CFD/CSD耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析壁面模型大涡模拟(wall ̄modeledlarge ̄eddysimula ̄tionꎬWMLES)ꎬ定义新的长度尺度解决了这些问题ꎬ具体公式详见文献[25]ꎮ流场网格如图2㊁图3所示ꎬ边界层采用棱柱层结构ꎬ并调整第1层网格高度使得y+小于1ꎬ远场部分采用六面体结构网格ꎬ与边界层的过渡层采用非结构网格ꎮ整体网格单元数量为4.2ˑ106ꎮ图2㊀y方向截面网格示意图Fig.2㊀Schematicdiagramofcross ̄sectionalgridinthey ̄direction图3㊀x方向截面网格示意图Fig.3㊀Schematicdiagramofcross ̄sectionalgridinthex ̄direction物面边界条件为无滑移壁面条件ꎬ远场采用压力远场边界条件ꎬ湍流模型采用SSTk ̄ω模型ꎬ采用密度基求解ꎬ气体黏性采用Sutherland定律ꎬ空间离散采用2阶迎风格式ꎬ对流通量采用Roe格式ꎮ1.2 结构分析模型结构与流场耦合分析过程中ꎬ结构部分可以采用模态方法描述ꎮ结构模态可以通过有限元方法与结构模态试验方法获得ꎮ本文采用有限元分析结果获得的模态ꎬ图4所示为结构的前3阶模态ꎬ本文只分析计算结果中气动阻尼最小的第2阶模态ꎮ(a)f=1.200Hz(b)f=2.460Hz(c)f=2.957Hz图4㊀结构的前3阶模态Fig.4㊀Firstthreemodesofthestructure由于火箭结构外形简单ꎬ一般不考虑其扭转影响ꎬ因此可以将其简化为简单的梁模型ꎬ这样就可以给出其模态振动方程q㊆i+2biωiq˙i+ω2iqi=fi(3)式中ꎬqi为第i阶模态的广义位移ꎬbi为第i阶模态的结构阻尼系数ꎬωi为第i阶模态的固有频率ꎬ13气体物理2023年㊀第8卷fi为第i阶模态下质量归一化的广义气动力ꎮ若将fi按照Taylor展开并略去高阶项ꎬ可以将其转化为气动阻尼项与气动刚度项的形式ꎬ则式(3)可写为q㊆i+2(bi+Bi)ωiq˙i+(Ki+1)ω2iqi=0(4)式中ꎬBi为气动阻尼系数ꎬKi为气动刚度系数ꎬ研究表明[26]ꎬ气动刚度相对于结构刚度为小量可以忽略不计ꎬ而在计算中结构阻尼往往设置为0ꎬ因此气动阻尼可以直接反映其气弹稳定性ꎮ1.3㊀气动阻尼分析原理气动阻尼的分析可以采用强迫振动或者自由振动的方式进行ꎬ这两种方法获得的时域数据不同ꎬ提取气动阻尼的方式也不同ꎮ强迫振动方法初始演化过程较短ꎬ因此计算量较小ꎬ同时能够分析某一种振动形式的气动阻尼ꎬ明确该振动形式是收敛还是发散ꎮ分析过程中能够获得不同部位与部件的气动阻尼ꎮ但是对于多模态相互作用引起的发散(例如颤振)较难预测ꎮ自由振动方法需要一定的自由演化时间才能够对时域数据进行分析ꎬ不过自由振动方法能够获得最能够吸收能量的模态及其振动频率ꎮ对于本研究所关注的问题ꎬ气动载荷对结构振动的过程中气动阻尼的影响较大ꎬ而对气动刚度与气动质量影响较小ꎬ即结构的固有振动频率受到来流的影响较小ꎬ其稳定性问题主要由气动阻尼的正㊁负引起ꎬ所以采用强迫振动方法分析ꎮ强迫振动下结构做简谐模态振动qi(t)=Asin(ωit)式中ꎬA表示振动的振幅ꎬ将其代入计算气动力的公式中[21]并做正交积分可得Bi=ʏl0Bx(x)dx=-1MiAω2iTʏl0ʏt0+Tt0G(xꎬt)cos(ωit)dtdx(5)式中ꎬMi为第i阶模态的模态质量ꎬT为整数倍周期ꎬG为广义气动力ꎮ根据式(5)便可以得到局部或分区域的气动阻尼ꎮ1.4㊀耦合计算流程首先进行模态分析ꎬ以确定结构的模态频率与振型ꎬ用以设计强迫振动的频率和振幅ꎮ非定常流场计算前先进行定常流场计算ꎬ来加快非定常计算的演化速度并增强收敛性ꎬ结构节点位移通过径向基函数(RBF)插值方法[27]映射到气动网格节点上ꎬ来进行网格的变形ꎬ这里径向基函数选用WendlandC2ꎬ如下所示φ(x)=(1-x)4(4x+1)最后将计算出来的广义力提取出来ꎬ截取演化完毕的整数倍周期ꎬ进行气动阻尼计算ꎮ耦合计算流程图如图5所示ꎮ图5㊀耦合计算流程图Fig.5㊀Flowchartofcoupledcalculation2㊀结果分析与讨论2.1㊀流场分析结果计算的来流Mach数范围为0.7~1.2ꎮ其中中截面的压力分布如图6所示ꎮ可以看出在头部出现了膨胀波以及跨声速激波ꎬ在过渡段存在流动分离ꎬ随着Mach数的增大ꎬ头部低压区域逐渐扩张ꎬ并且能明显看到ꎬ在流动再附的位置产生了再附激波ꎮ(a)Ma=0.7023第6期李泳德ꎬ等:基于CFD/CSD耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析(b)Ma=0.75(c)Ma=0.80(d)Ma=0.85(e)Ma=0.88(f)Ma=0.90(g)Ma=0.92(h)Ma=0.96(i)Ma=0.9833气体物理2023年㊀第8卷(j)Ma=1.00(k)Ma=1.05(l)Ma=1.10图6㊀不同Mach数下的中截面压力分布Fig.6㊀PressuredistributioninthemiddlesectionatdifferentMachnumbers2.2 气动阻尼分布通过上述流场分析ꎬ可以看出火箭不同部位流动结构并不相同ꎬ在头部与箭身上ꎬ流动主要为附着流动ꎬ而在过渡段会出现较为复杂的波系结构以及流动分离ꎮ针对不同的流动结构随流向站位x的变化ꎬ设该位置上广义力与广义位移的相位差为φ(x)ꎬ并且简谐振动没有引入其他模态的广义力ꎬ则广义力的表达式为G(xꎬt)=Fgen sin[ωt+φ(x)]+F0(6)其中ꎬFgen为广义力的振动幅度ꎬF0为广义力的常数偏移量ꎮ将式(6)代入到式(5)中得到B(x)=-FgenMAω2Tʏt0+Tt0sin[ωt+φ(x)]cos(ωt)dt其中ꎬ广义力的常数偏移量F0的积分为0ꎬ因此省略ꎮ通过将等式中的正弦函数部分进行和差化积得到B(x)=-FgenMAω2Tʏt0+Tt0sin(ωt)cos[φ(x)]cos(ωt)dt+[ʏt0+Tt0sin[φ(x)]cos(ωt)cos(ωt)dt](7)式(7)中第1部分在整个周期中的积分为0ꎬ只有第2部分保留ꎬ因此得到B(x)=-Fgensin[φ(x)]MAω2Tʏt0+Tt0cos2(ωt)dt(8)式(8)中积分部分恒为正值ꎬ决定整个气动阻尼的部分只有相位角φ(x)的正弦值sin[φ(x)]ꎬ为了能够更加直观地获得相位角与气动阻尼B之间的关系ꎬ须将符号转化为对应的正弦函数转角ꎬ根据正弦关系ꎬ此转角为πꎬ因此得到B(x)=-Fgen(x)sin[φ(x)+π]MAω2Tʏt0+Tt0cos2(ωt)dt(9)图7为气动阻尼变化曲线ꎬ可以看出随着Mach数的增大ꎬ整体气动阻尼先增大后减少ꎬ在Mach数为0.98时达到最大值ꎬ过渡段与箭体的气动阻尼变化趋势与整体基本相同ꎬ而头部区域则不同ꎬ是随着Mach数的增大一直增大ꎬ只是增长速率变缓ꎮ图7㊀有助推时气动阻尼变化曲线Fig.7㊀Aerodynamicdampingchangecurvewithboost根据式(9)ꎬ得到相位角与气动阻尼B之间的关系为:当φ(x)ɪ(-πꎬ0)时ꎬ相位角滞后ꎬ气动阻尼B为负值ꎻ当φ(x)ɪ(0ꎬπ)ꎬ相位角提前ꎬ43第6期李泳德ꎬ等:基于CFD/CSD耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析气动阻尼B为正值ꎻ为当φ(x)=0时ꎬ无相位角差别ꎬ气动阻尼B为0ꎮ在过渡段上ꎬ复杂的波系结构以及流动分离ꎬ使得气动力与结构位移之间会出现较为明显的迟滞现象ꎬ从而导致相位角φ(x)ɪ(-πꎬ0)ꎬ由此在过渡段上产生了负的气动阻尼ꎮ计算过程中的广义力与广义位移随时间变化曲线如图8所示ꎬ可以看出所有工况计算结果都表现良好ꎬ需要注意的是在非定常计算初期ꎬ演化的不完全导致广义力存在一些突变异常的结果ꎬ计算气动阻尼时须剔除ꎬ选择后面演化完全的周期ꎮ本文计算了9个周期ꎬ剔除了第1个周期出现的错误结果ꎬ采用后8个周期进行气动阻尼分析ꎮ强迫运动振幅为芯级直径的0.5%ꎮ(a)Ma=0.70㊀㊀㊀(b)Ma=0.75(c)Ma=0.80㊀㊀㊀(d)Ma=0.85(e)Ma=0.88㊀㊀㊀(f)Ma=0.9053气体物理2023年㊀第8卷(g)Ma=0.92㊀㊀㊀(h)Ma=0.96(i)Ma=0.98㊀㊀㊀(j)Ma=1.00(k)Ma=1.05㊀㊀㊀(l)Ma=1.10图8㊀不同工况下的广义力与广义位移随时间变化曲线Fig.8㊀Timedependentcurvesofgeneralizedforceandgeneralizeddisplacementunderdifferentoperatingconditions2.3㊀气动阻尼影响因素2.3.1㊀有无助推对气动阻尼的影响捆绑式运载火箭相比于传统的运载火箭ꎬ最大的区别就是在尾部四周捆绑了助推器ꎬ使得其流场特性变得复杂ꎬ因此须分析其对气动阻尼的影响ꎮ图7㊁图9分别为有无助推时气动阻尼变化曲线ꎬ可以看出随着Mach数的增大整体气动阻尼先增大后减少ꎬ在Mach数为0.98时达到最大值ꎬ过63第6期李泳德ꎬ等:基于CFD/CSD耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析渡段与箭体的气动阻尼变化趋势与整体基本相同ꎬ而头部区域则不同ꎬ是随着Mach数的增大一直增大ꎬ只是增长速率变缓ꎮ对比两个图可知ꎬ助推主要起增大气动阻尼的作用ꎮ还可以看出有无助推情况下头部的气动阻尼变化很小ꎬ意味着在箭体尾部施加控制很难影响到头部的气动阻尼ꎬ特别是在超声速流场中ꎮ图9㊀无助推时气动阻尼变化曲线Fig.9㊀Aerodynamicdampingchangecurvewithoutboost2.3.2㊀前节点位置影响为了考察前节点位置变化对气动阻尼的影响ꎬ在保持振动频率不变㊁头部最大振型位置与振幅不变的条件下移动前节点ꎬ变化后的振型如图10所示ꎮ(a)Frontnodeafterthetransitionregion(b)Frontnodeinthetransitionregion(c)Frontnodebeforethetransitionregion图10㊀前节点变化后的振型Fig.10㊀Vibrationmodeafterthechangeofformernode根据对计算结果的分析分别获得了不同前节点位置的整体气动阻尼对比与过渡段气动阻尼对比ꎬ如图11㊁图12所示ꎬ可以看出前节点位置的改变并没有影响整体气动阻尼随Mach数增大而增大的趋势ꎬ且前节点在过渡段上与过渡段前的整体气动阻尼相差不大ꎬ而前节点在过渡段后的整体气动阻尼要高于另两种情况ꎬ因此过渡段与头部放在同一侧有助于提高气动阻尼ꎮ过渡段的气动阻尼会随着前节点的变化发生剧烈改变ꎬ前节点在过渡段前后随Mach数增大的变化规律相反ꎬ节点前后的振动相位变化导致不同节点位置过渡段的振动相位不同ꎬ进而导致气动阻尼发生变化ꎮ图11㊀不同节点位置的整体气动阻尼Fig.11㊀Overallaerodynamicdampingatdifferentnodepositions图12㊀不同节点位置的过渡段气动阻尼Fig.12㊀Aerodynamicdampingofthetransitionregionatdifferentnodepositions2.3.3㊀强迫振动振幅大小对气动阻尼的影响为了考察强迫振动振幅大小对气动阻尼的影响ꎬ在保证流场结构不发生改变的前提下ꎬ振动振幅分别为原来的一半和两倍ꎬ根据工程经验ꎬ如果振幅超过芯级直径的5%ꎬ则须考虑流场结构改变所造成的影响ꎮ图13㊁图14分别为不同振幅下的整体与头部气动阻尼ꎮ73气体物理2023年㊀第8卷图13㊀不同振幅下整体气动阻尼Fig.13㊀Overallaerodynamicdampingatdifferentamplitudes图14㊀不同振幅下头部气动阻尼Fig.14㊀Aerodynamicdampingoftheheadregionatdifferentamplitudes可以发现改变振幅无论是对整体气动阻尼还是头部气动阻尼来说变化都很小ꎬ这意味着气动阻尼的大小主要取决于气动力与结构振动的相位差ꎬ不依赖于振动幅度的大小ꎮ2.3.4㊀脉动压力对气动阻尼的影响为了模拟出脉动压力的影响ꎬ采用IDDES方法对火箭气动阻尼进行计算ꎬ计算来流Mach数为0.92ꎬ计算过程中的广义力与广义位移如图15所示ꎬ相较于图8可以看出广义力随时间变化曲线并不光滑ꎬ脉动压力的存在导致广义力由多个频率叠加而成ꎮ由于第2阶模态的频率为2.46Hzꎬ而由分离流㊁激波振荡等引起的脉动压力频率往往远大于此频率ꎬ因此这里选择3.5Hz为分界ꎬ将高于3.5Hz的部分视为由抖振脉动压力引起的广义力ꎬ低于3.5Hz的部分视为强迫振动引起的广义力ꎬ通过低通滤波把高于3.5Hz的广义力滤掉ꎬ可以获得由强迫振动引起的广义力与广义位移变化曲线ꎬ如图16所示ꎬ通过此广义力计算的气动阻尼为2.08ɢꎮ同样地ꎬ进行高通滤波将低于3.5Hz的广义力滤掉ꎬ可以获得由抖振脉动压力引起的气动阻尼为(2.94ˑ10-3)ɢꎬ由此得到脉动压力引起的气动阻尼变化为0.14%ꎬ可以忽略不计ꎮ同时使用RANS方法计算的气动阻尼为2.07ɢꎬ与IDDES的计算结果相比误差约为(2.94ˑ10-3+2.08-2.07)/2.07ʈ0.48%ꎬ这说明针对气动阻尼的模拟ꎬ抖振引起的脉动压力对气动阻尼的计算结果影响很小ꎬ起主要作用的还是广义力的变化ꎬ该变化由强迫振动引起的结构边界变化所导致ꎮ图15㊀基于IDDES的广义力与广义位移变化曲线Fig.15㊀VariationcuresofgeneralizedforceandgeneralizeddisplacementbasedonIDDES图16㊀滤波后的广义力与广义位移变化曲线Fig.16㊀Variationcuresofgeneralizedforceandgeneralizeddisplacementvariationcurveafterfiltering3㊀结论本文通过数值计算方法研究了火箭的气动阻尼特性ꎮ根据流动特征分析与理论推导ꎬ发现火箭过渡段几何外形的收缩导致该区域出现复杂的分离与激波结构ꎬ从而造成了气动力相对于结构振动83第6期李泳德ꎬ等:基于CFD/CSD耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析相位的滞后ꎬ导致了该区域为气动负阻尼ꎬ即气动不稳定性的主要来源ꎮ在此机理的基础上ꎬ分析了前节点位置㊁振动振幅㊁脉动压力等因素对气动阻尼的影响规律ꎮ可以得出以下结论:1)助推增加了正阻尼区域的面积ꎬ从而相对于没有助推的构型起到了增加气动阻尼的作用ꎮ2)前节点位置的改变对过渡段气动阻尼影响很大ꎬ节点前后的振动方向相反ꎬ导致节点在过渡段前后的气动阻尼变化规律也截然相反ꎬ将过渡段与头部区域放在节点的同一侧有助于增加气动阻尼ꎮ3)在不改变流场结构的前提下ꎬ改变振动的振幅ꎬ气动力也会产生相应幅度的变化ꎬ因此结构振幅对气动阻尼的影响可忽略不计ꎮ4)高频部分的广义力对气动阻尼的贡献很小ꎬ即结构振动引起的广义力变化对气动阻尼起主要作用ꎬ而脉动压力对计算气动阻尼影响不大ꎬ可忽略不计ꎮ参考文献(References)[1]㊀CoeCF.Steadyandfluctuatingpressuresattransonicspeedsontwospace 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火灾在蔓延的过程中

v ag
q
h
(4-39)
式中,vag是阴燃旳传播速度;q是穿过燃烧起始表面旳净 传热量;ρ是固体材料(堆积)旳密度;Δh是单位质量旳
材料从环境温度上升到着火温度时热烩旳变化量。
当着火温度与区域II旳最高温度Tmax相差不太大时,环 境温度(即材料旳初始温度)为To材料旳热容为C,则有:
第五节小节阴名燃
可自燃着火。这就完毕了阴燃向有焰燃烧旳转变。因为这 一转变过程非稳态旳,要精确拟定转变温度是极难旳。
概括地讲,阴燃向有焰燃烧旳转变主要有下列几种情 形:
1、阴燃从材料堆垛内部传播到外部时转变为有焰燃 烧
第五节小节阴名燃
和轰爆
一、阴燃*
在材料堆垛内部,因为缺氧,只能发生阴燃。但只要阴燃 不中断传播,它终将发展到堆垛外部,因为不再缺氧,就 很可能转变为有焰燃烧。
区域III:残余灰/炭区。在该区中,灼热燃烧不再进 行,温度缓慢下降。
第五节小节阴名燃
和轰爆
因为阴燃传播是连续旳,所以实际上以上各区域间并无明
显界线,其间都存在逐渐变化旳过渡阶段。阴燃能否传播 一、阴燃*
及传播速度快慢主要取决于区域II旳稳定及其向前旳热传 二、轰爆 递情况。
为了能从理论上阐明阴燃旳传播速度,将区域I和区域 II之间旳界面定为燃烧起始表面。因为穿过这一界面旳传 热速率决定了阴燃旳传播速度,所以在静止空气中,阴燃 传播速度可表达为:
尽管用式(4-42)拟定旳阴燃旳传播速度比较粗略, 但其数量级是比较可靠旳。例如,绝缘纤维板实际阴燃旳 传播速度旳数量级为10-2mm/s,这和用式(4-42)计算旳 成果基本相符。
(三) 阴燃旳影响原因 阴燃是一种十分复杂旳燃烧现象,受到多方面原因旳 影响。这些原因主要涉及:
云南惊现B2幽灵...?

云南惊现B2幽灵...?最近一段时间中国各地UFO事件频频发生,多得让人有点匪夷所思。
包括前段时间中印边境UFO事件,今年此类事件已经多达数十起,而UFO这个名词自从诞生以来几乎就从来没有人真正发现过。
这些UFO最终解密之后往往都是该国最顶尖的军事装备,包括美国的F22、B2、黑寡妇侦察机等等。
最近据权威信息渠道得来消息:其实这些UFO事件都是源自中国最新最顶尖的武器项目。
空中各类飞行器中,美国B2幽灵很值得一谈。
B-2“幽灵”(英语:Spirit)是目前世界上唯一的隐身战略轰炸机,由麻省理工学院和诺斯洛普·格鲁门公司在1980年代一起为美国空军研制生产。
每架B-2造价为24亿美元,若以重量计,B-2的重量单位价格比黄金还要贵两至三倍。
1997年,首批六架B-2轰炸机正式服役,而至今一共只生产21架。
每架B-2造价为24亿美元,若以重量计,B-2的重量单位价格比黄金还要贵两至三倍(最初装备时),成为单价最贵的作战飞机。
999年,在北约对南联盟的军事行动中,美军多架B-2轰炸机由美国本土直飞塞国,期间共投下600多枚联合直接攻击弹药(JDAM),是空战中隐身性与准确性的一大革命。
在2003年的演习中,一架B-2轰炸机一次投下80枚重达500磅(230千克)的JDAM,显示出先进的“精确饱和攻击”能力。
B-2是美国的极密武器系统。
自从二战期间发展原子弹的曼哈顿计划以来,再也没有哪一种武器系统像B-2那样被置于如此严密的保护下。
B-2“幽灵”(Spirit)是目前世界上最先进的战略轰炸机,也是唯一的大型隐身飞机。
其隐身性能可与小型的F-117隐身攻击机相比,而作战能力却与庞大的B-1B轰炸机类似。
目前B-2只有B-2A型美国的B—2战略轰炸机可以挂20吨的核导弹,曾经以2架并列的方式沿我们华南、华东,从我们的上空经过,在上海曾经有市民看到过,当时认为是不明飞行物,这个飞机非常的大,两个翅膀加起来有七八十米,这么大的飞机在空中,我们居然一点都发现不了,因为它在空中显示的雷达反射面积只有乒乓球这么大,也就是像①一个麻雀一样飞过天空,很难发现,所以叫隐身战略轰炸机,②作战半径是1.2万公里,1999年炸我们大使馆的就是这个飞机。
飞机螺旋桨讲解

飞机螺旋桨讲解.txt我是天使,回不去天堂是因为体重的原因。
别人装处,我只好装经验丰富。
泡妞就像挂QQ,每天哄她2个小时,很快就可以太阳了。
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飞机螺旋桨转自:/thread-7777-1-8.html 航空航天技术科普知识讲座之三齐寿祥:齐寿祥:高级工程师北京航空航天学会科普与教育委员会副主任,中国科学院科普宣教团成员。
科普作家。
员会副主任,中国科学院科普宣教团成员。
科普作家。
飞机螺旋桨在发动机驱动下高速旋转,从而产生拉力,牵拉飞机向前飞行。
这是人们的常识。
可是,有人认为螺旋桨的拉力是由于螺旋桨旋转时桨叶把前面的空气吸入并向后排,用气流的反作用力拉动飞机向前飞行的,这种认识是不对的。
那么,飞机的螺旋桨是怎样产生拉力的呢?如果大家仔细观察,会看到飞机的螺旋桨结构很特殊,如图 1 所示,单支桨叶为细长而又带有扭角的翼形叶片,桨叶的扭角(桨叶角)相当于飞机机翼的迎角,但桨叶角为桨尖与旋转平面呈平行逐步向桨根变化的扭角。
中国旋翼机网站(/)国内最大的旋翼机论坛,免费图纸下载。
1图1双桨叶螺旋桨桨叶的剖面形状与机翼的剖面形状很相似,前桨面相当于机翼的上翼面,曲率较大,后桨面则相当于下翼面,曲率近乎平直,每支桨叶的前缘与发动机输出轴旋转方向一致,所以,飞机螺旋桨相当于一对竖直安装的机翼。
图2螺旋桨的工作示意图中国旋翼机网站(/)国内最大的旋翼机论坛,免费图纸下载。
2桨叶在高速旋转时,同时产生两个力,一个是牵拉桨叶向前的空气动力,一个是由桨叶扭角向后推动空气产生的反作用力。
图3桨叶剖面图从桨叶剖面图中可以看出桨叶的空气动力是如何产生的,由于前桨面与后桨面的曲率不一样,在桨叶旋转时,气流对曲率大的前桨面压力小,而对曲线近于平直的后桨面压力大,因此形成了前后桨面的压力差,从而产生一个向前拉桨叶的空气动力,这个力就是牵拉飞机向前飞行的动力。
92手枪自动原理

92手枪自动原理
92手枪(Beretta 92)是一种半自动手枪,以下是其自动原理
的简要描述:
1. 装填子弹:首先,用户需要将弹匣插入到手枪的握把底部。
然后,在拉开上管后,将一个子弹推入弹匣供弹槽中,通过手枪的弹簧机械装置将子弹送进弹匣中。
2. 闭锁:当推动滑套返回到正常位置时,弹匣底部的弹簧机械装置会将下一个子弹从弹匣中推送到供弹槽中,并重新将滑套置于枪管后方。
3. 击发:当枪械已经装填完毕,用户可以通过扣动扳机来进行射击。
扳机的操作会释放击锤,来撞击点火针,点燃火药底火。
4. 单矢后坐:在点火过程中,击锤将撞击点火针,引燃装填在枪管中的火药。
火药的爆炸产生的气压会推动导火帽后方的子弹向前,从而推动滑套与枪管一起向后移动,并使枪管内的子弹离开枪管。
5. 导体式后坐:滑套运动后退时,枪管内燃气被导管引导,从而通过推动活塞的柱塞部分进入到传动轴与滑块之间的特殊凹槽内。
气体的压力转移到滑块的传导轴上,推动它向后移动。
6. 易于解卡:在滑块向后移动的过程中,它将弓形弹簧部分拉伸并储存弹簧势能。
在后坐过程完成后,枪械会自动将滑块
推回到枪管前方,并重新装填下一枚子弹到供弹槽中的待发位
置。
7. 连续射击:上述的操作可以在连续射击中重复进行,直到弹匣的所有子弹都被射击完毕。
2024届广东省佛山市禅城区高三上学期统一调研测试物理试卷(一)

2024届广东省佛山市禅城区高三上学期统一调研测试物理试卷(一)一、单选题:本题共7小题,每小题4分,共28分 (共7题)第(1)题由于大气层的存在,太阳光线在大气中折射,使得太阳“落山”后我们仍然能看见它。
某同学为研究这一现象,建立了简化模型。
将折射率很小的不均匀大气等效成折射率为的均匀大气,并将大气层的厚度等效为地球半径R。
根据此模型,一个住在赤道上的人一天中能看到太阳的时长为( )A.12小时B.13小时C.14小时D.15小时第(2)题如图所示,A、B、C、D为半球形圆面上的四点,且AB与CD交于球心O且相互垂直,E点为球的最低点,A点放置一个电量为的点电荷,在B点和E点放置一个电量为的点电荷,令无穷远处电势为0,则下列说法正确的是( )A.C、D两点电场强度相同B.沿CD连线上,O处电场强度最大C.沿CD连线上,电势一直不变D.沿CD连线上,O处电势最大第(3)题2024年3月20日,“鹊桥二号”中继星由长征八号遥三运载火箭在中国文昌航天发射场成功发射升空。
如图所示,“鹊桥二号”临近月球时,先在周期为24小时的环月大椭圆冻结轨道Ⅰ上运行一段时间,而后在近月点变轨,进入周期为12小时的环月大椭圆冻结轨道Ⅱ。
已知轨道Ⅰ的近月点距离月球表面的高度为,远月点距离月球表面的高度为,月球半径为,,忽略地球引力的影响,则轨道Ⅱ的远月点距离月球表面的高度为( )A.B.C.D.第(4)题用双缝干涉实验装置得到白光的干涉条纹,下列说法正确的是( )A.因不同色光的强度不同导致干涉条纹为彩色B.遮住一条缝后屏幕上仍有彩色条纹C.将屏幕向远离双缝的方向移动,中央亮纹的宽度减小D.在光源与单缝之间加上红色滤光片,彩色条纹中的红色条纹将会消失第(5)题如图所示,可视为质点的机器人通过磁铁吸附在船舷外壁面检测船体。
壁面可视为斜面,与竖直方向夹角为。
船和机器人保持静止时,机器人仅受重力、支持力、摩擦力和磁力的作用,磁力垂直壁面。
乘波体和钱学森弹道

乘波体和钱学森弹道乘波体和钱学森弹道乘波体是一项具有革命性意义的科技研究项目,它由钱学森领导并参与研发,为我国高超声速飞行技术的突破作出了巨大贡献。
乘波体是一种飞行器或导弹在大气中以超过音速的速度飞行时,利用其自身所产生的激波建立的激波受体来减小阻力,提高飞行性能的一种技术。
乘波体的研究在世界范围内都具有很高的科学价值和应用前景。
钱学森是中国着名的火箭学家和导弹专家,他在研究和发展乘波体技术方面取得了重要突破。
他创立了乘波体的理论基础,并提出了一系列重要的概念和理论模型,为乘波体的实际应用奠定了基础。
乘波体的研究和实践涉及多个学科领域,包括气动力学、热力学、材料科学等。
在乘波体的研发过程中,钱学森和他的团队面临了许多困难和挑战。
例如,在超音速速度下,飞行器或导弹经过大气层时会产生巨大的飞行热量,在材料选择和热防护方面需要突破重重困难。
此外,由于乘波体的高速飞行,需要克服很大的阻力,保持稳定的飞行状态也是一项巨大的挑战。
钱学森在乘波体的研发中采取了多种创新方法和技术手段。
他结合了火箭技术和导弹技术,利用先进的材料和热防护措施,解决了乘波体高速飞行时的材料热耗问题。
他还通过精确的数值模拟和飞行实验验证,拓宽了乘波体的应用范围和性能极限。
这些创新方法和技术手段为乘波体的研究和应用奠定了坚实的基础。
乘波体技术的应用前景十分广阔。
乘波体可以应用于民用领域,如高速交通工具、高速列车等;同时也可以应用于军事领域,如高速导弹、巡航导弹等。
乘波体的推进技术和设计理念也可以为航空航天领域的飞行器提供借鉴和发展的思路。
乘波体的研究和实践不仅仅是科学探索的过程,更是推动我国科技进步和国防现代化建设的重要一环。
钱学森作为中国杰出的科学家和工程师,用自己的智慧和执着,为乘波体的研究作出了突出的贡献。
他的成就不仅体现了个人的智慧和勇气,更代表了中国科学家的拼搏和进取精神。
在乘波体的研究和实践中,我们看到了中国科学家和工程师的责任和担当。
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本题库是江苏银行集团面试-内部真实评分标准,总计有100个题库。
物超所值
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物超所值,学会本文面试通过率提高92%
江苏银行面试经验总结:
江苏银行是4轮
一面组长,会问到一些这样的问题,为什么会离职,为什么来江苏银行,婚姻状况,与此同时有没有想问面试官的问题。
二面经理,偏向于部门业务服务。
有业务上的试卷需要考试。
三面经理,这一轮会谈到一些业务目标和工作中可能出现的一些问题。
大概聊一下工作的想
法,部门的价值和目标,对这个岗位的期望等等以及江苏银行和行业的情况。
聊天的内容与面试者个人有关,可多可少。
(二三是交叉面试防止作弊),
四面职业通道委员会,这一轮的面试非常专业,为技术专家面,目的是定级。
确定你面试者的水平大概在什么位置。
直接影响后面的收入。
各个击中要害。
不要想着有简单跳过的部分。
在介绍工作内容的过程中,要先介绍自己在组织团队所处的位置,发挥的作用,工作绩效等,条例要清楚。
这一轮的面试专业性最强。
最后是HR谈薪资的部分,因为行业都有规则,所以时间不会太长。
5面背景调查,主要是面试者在填写简历时提供的名字和联系方式,其中包含领导。
HR最后offer。
步骤四、五、六每个一个星期,比如三面完后得到职业通道委员会的面试的通知约一周,四面完后,得到通过与否的消息是一个星期。
如果某一步一个星期多没消息,那就是没戏了。
面试的重点分享:
面试的气氛需要注意的:
1面试不能一脸严肃,显得很紧张,要适当微笑。
给面试官的印象好。
2面试官提问的问题,不能对抗反驳提问。
即使面试官的问题比较苛刻。
细节决定成败,面试如同相亲,面试官会注意到每个细节,身上有没有烟味,头发是不是整齐,说话条例要清晰,一定要集中精神,面试等待的时候也不能看手机。
自我介绍的时候要强调身体健康可以加班。
可以在最后自己介绍的时候,表示出强烈的来工作,一展抱负的意思。
让面试官感受你的积极一面。
面试最重要的3点
1要高度认同面试公司的工作文化和理念。
2要强调自己不断学习。
不断成长,能承受压力。
3千万不能说因为自己考试,希望的工作是轻松的,清闲的。
最重要的2点要高度认同面试公司的工作文化和理念。
面试前要上公司网站查看下这个公司的文化理念,如果在面试过程把这个点说出来,是要加分非常多的。
收尾阶段
面试官一般会问:“你还有什么问题想问我们?”这个时候千万别不问,有啥没啥的都一定要问两个问题,一个问题可以涉及技术层面,另一个可以涉及应聘职位的发展问题.
前公司的离职原因是必问的问题,不能说前公司太多的不好,可以说因为其他原因,
离职原因:优秀回答:
A:原来公司亏损,减员,所以申请离职。
B:原来的公司,更换股东,战略有调整,人员调整。
C 原来的公司,因为搬家,搬家到很远的地方,过去不方便。
D 原来的公司,调整作息时间,周二放假,周日上班。
E 自己想要成长,希望可以更换岗位,挑战新的岗位,新的工作。
学会本文的100个问题,绝对可以让你在面试的赢在起跑线上,本文都是真实的成功案例分享。
自我介绍:
是被面试者在纸面之外最能够呈现能力的一个地方。
一般情况下,也是被面试者在整个面试过程中惟一一次主动展示自我的机会
第一,考察自我介绍内容和递交简历内容是否相冲突?如果简历是真实的,口述自我介绍就不会有明显出入。
如果简历有假,自我介绍阶段一般就会漏马脚。
如被面试者反问:“我的
经历在简历里都写了”,面试官会认为这人得瑟,印象分一下子降为负数。
第二,考察被面试者基本的逻辑思维能力、语言表达能力,总结提炼概括能力。
第三,考察被面试者是否聚焦,是否简练和精干,现场的感知能力与把控能力。
第四,考察被面试者初步的自我认知能力和价值取向。
因为被面试者要叙述职业切换关键节点处的原因,尤其要考察最近职业变动的原因。
第五,考察被面试者是否听明白了面试官的话以及时间的掌控能力。
有时面试官给出的问题是“请您用3到5分钟做一自我介绍”,被面试者有时一介绍就超过10分钟
试题0、你对加班的看法?
A、加班有工资,我愿意加班。
B、我干什么都很出色。
不需要加班。
C、加班不等于效率高,最好的是工作时间完成所需工作
D、如果有紧急的加班是理所当然的,是负责的提现。
我正年轻,擅长加班处理紧急工作。
解析:
A、错误。
公司是希望很多员工是有自愿加班的精神,而不是必须有加班工资
B、错误。
回答太自大,有点浮夸,不靠谱的感觉。
C、错误。
勉强合格,但是没有提现作为员工对公司负责人的精神。
D回答正确。
最佳回答。
回答样本:如果是工作需要我会义不容辞加班,我现在单身,没有任何家庭负担,可以全身心的投入工作。
但同时,我也会提高工作效率,减少不必要的加班。
回答提示:
实际上好多公司问这个问题,并不证明一定要加班,只是想测试你是否愿意为公司奉献。
试题1:为什么你是这份工作的最佳人选?
A、我干过不少这种职位,我的经验将帮助我胜任这一岗位。
B、我干什么都很出色。
C、通过我们之间的交流,我觉得这里是一个很好的工作地点。
D、你们需要可以生产出“效益”的人,而我的背景和经验可以证明我的能力,例如:我曾经……
解析:
A、错误。
经验是好的,但“很多相同职位”也许更让人觉得你并不总能保证很好的表现。
B、错误。
很自信的回答,但是过于傲慢。
对于这种问题合适的案例和谦虚更重要。
C、错误。
这对雇主来说是一个很好的恭维,但是过于自我为中心了,答非所问。
应该指出你能为雇
主提供什么。
D、最佳答案。
回答问题并提供案例支持在这里是最好的策略。
试题2:描述一下你自己。
A、列举自己的个人经历、业余兴趣爱好等。
B、大肆宣扬一下自己良好的品德和工作习惯。
C、列举3个自己的性格与成就的具体案例。
解析:
A、错误。
一般来说,招聘者更想通过这个问题了解你的习惯和行为方式。
个人的详细资料对他们来
说没有任何意义。