实数范围上的同态加密机制

安全多方计算、电子投票等领域需要用到同态加密技术,但现有的同态加密技术最好的成果是整数范围内同态加密机制,并且运算仅限于加密和乘法,这将限制同态加密技术的应用。文章定义了一种新的运算——类模运算,在类模运算的基础上将同态加密扩展到实数范围上,运算也扩展到加、减、乘、除四种常见的算术运算。     

腹筋对深梁受剪承载力影响的试验研究

在矿山选矿厂等大跨度厂房建设中需构筑深梁构件。为研究腹筋配筋率对深梁受剪承载力的影响,在集中荷载作用下对4根高强钢筋混凝土深梁进行了受剪性能试验。通过对4根深梁试件受力全过程特征、破坏形态和荷载-挠度变形曲线等变化规律的分析,明确了腹筋配筋率对深梁开裂荷载、极限荷载及破坏形态的影响。研究表明:小剪跨比深梁破坏模式为斜压破坏,受腹筋的配置与含量影响,斜压破坏表现为压杆压毁和压杆劈裂两种形态。竖向箍筋配筋率对受剪承载力影响很小。采用《混凝土结构设计规范》(GB 50010-2010)中深梁受剪承载力计算方法对4根试件梁进行计算,计算结果与试验值较为接近,验证了试验结果的可靠性。     

TiAl基合金低温超塑性变形的力学行为

采用恒应变速率和应变速率递增实验研究了Ti 48Al 2Cr 0.2Mo(摩尔分数,%)合金在常压空气中的低温超塑性变形力学行为,并且探讨了TiAl基合金的低温超塑性变形机理。研究结果表明,TiAl基合金的变形组织具有良好的空气中低温超塑性变形性能。在t=900℃,ε·=5×10-4s-1时,伸长量δ达到最大值为413%,即使在较低的温度(t=800℃)和较高的应变速率(ε·=1×10-3s-1)下变形,伸长量δ值仍然超过300%。在整个变形区间m值均大于0.3,mmax为0.78。当t>900℃或ε·<5×10-4s-1时,剧烈氧化导致超塑性变形性能的恶化和脆性断裂。在900～950℃之间,TiAl基合金超塑性变形的热激活机制发生转变。实验测得TiAl基合金在800～900℃时超塑性变形的热激活能为Qav=178kJ/mol,这个数值介于γ TiAl的蠕变体积激活能和TiAl基合金的空位迁移能之间,而接近于后者,因此,TiAl基合金低温超塑性变形的速率控制机制是晶界扩散。     

航空发动机可磨耗封严涂层技术研究及性能评价EI北大核心CSCD

综述了国内外封严涂层的研究现状,介绍了航空发动机封严涂层的结构和应用特点,重点讨论了可磨耗封严涂层性能评价和技术研究现状。比较了各种涂层材料、评价方法的优势与不足,指出了可磨耗封严涂层的应用潜力及研究发展方向。提出了我国在可磨耗封严涂层技术研究及性能评价方面今后的发展方向,即涂层制备方法、结构研究、高温涂层研究和仿真技术等。     

卫生器具热水额定流量影响因素探讨

按照不同的冷水计算温度、混合水温,以及供热设备的出水温度,计算双管热水供应系统卫生器具的冷热水比例,以及相应的冷热水流量和当量,与现行国家标准规定的卫生器具额定流量进行对比,分析了二者的差异,并就有关问题提出了看法.     

立式直混换热器在供暖系统中的应用分析

针对该换热器的结构特点，根据水压图分析了换热器正常工作与蒸汽压力的关系．指出在不同工况下，系统应有不同配置。     

天津软土地区工程抗震设计中应注意的问题

针对天津软土地区特点，从建筑场地类别的划分、场地卓越周期的确定及其与建筑自振周期的最优关系、软土震陷判别及场地地震动峰值加速度获取等方面分析了工程抗震设计中应注意的一些问题，提出了观点和建议。     

活塞偏心倾斜对双筒液压减振器动态阻尼特性影响分析*

考虑活塞偏心和倾斜后活塞与缸筒之间的摩擦与润滑因素,研究充气式双筒液压减振器动态阻尼特性;建立活塞偏心和倾斜的双筒式液压减振器的动态阻尼特性数学模型和动压润滑方程,求解减振器动态阻尼特性数学方程;采用雷诺空化边界条件,对Reynolds方程采用五点差分法进行离散,利用超松弛迭代法(SOR)迭代求解,得到摩擦阻尼力;分析活塞偏心距比、活塞倾斜角度,活塞倾斜时活塞运动速度、活塞半径、活塞宽度等因素对摩擦阻尼的影响,以及各摩擦因素对减振器动态阻尼特性的影响。结果表明:活塞偏心和倾斜时,随活塞速度、偏心距比、活塞倾斜角度、活塞宽度等的增加,减振器活塞与缸筒之间的油膜摩擦力均增加,而随活塞半径的增加,油膜摩擦力减小。减振器活塞发生倾斜时,会造成阻尼力的大幅增加,严重影响车辆行驶的舒适性能,且活塞速度越快,对舒适性影响越严重。     

喷油嘴内流特性与喷雾特性研究及结构优化

结合柴油机喷油嘴内部流动和喷雾数值计算模型,基于支持向量机构建了喷油嘴性能代理模型,研究了喷油嘴结构参数对内部流动和空化现象及喷雾特性的影响,并通过多目标遗传算法NSGA—Ⅱ对喷油嘴结构进行了多目标优化.结果表明:喷孔直径从0.10 mm增大到0.20 mm,喷孔出口质量流量增大336.31％,孔内产生剧烈空化现象,喷...     

基于连续非线性损伤的航空发动机叶片疲劳研究

利用传统线性损伤累积模型对航空发动机叶片进行疲劳研究,由于不能准确描述损伤与载荷之间的关系,导致计算结果不能令人满意.而对于一般的非线性损伤模型,由于忽略扭转振动的影响而易导致在计算中引入误差.为此,基于连续损伤理论,在钛合金TC4(Ti-6Al-4V)疲劳试验中获得叶片材料的S-N曲线的基础上,对CHABOCHE提出的非线性损伤累积模型进行修正,提出适用于航空发动机叶片的连续非线性损伤模型,并验证了模型的正确性.通过与试验数据及线性损伤累积模型的结果进行比对,证明所建立的非线性损伤累积模型能够更准确地反映叶片的损伤累积过程,并利用该模型对某航空发动机叶片进行疲劳寿命预测.