共查询到19条相似文献,搜索用时 108 毫秒
1.
2.
3.
微推力测量技术是微推进器设计的关键技术之一,是微小卫星进行轨道保持、姿态控制的基础技术。多脉冲平均微推力的测量对于脉冲微推进器的特性研究有着重要的作用。对常用的微推力测量方法进行了总结,提出了一种多脉冲微推力测量的方法。基于二阶系统模型,利用傅里叶展开的方法,分析了在多脉冲推力作用下测量系统的动态响应。理论分析和仿真结果表明:在推力脉冲的频率远高于测量系统的固有频率时,系统的稳态转角同微推进器的平均推力成正比;可通过测量系统的稳态转角来获得平均推力大小;通过测量得到的平均推力,还可以获得总冲的大小。该测量方法可以有效避免推力信号的波动对于平均推力测量的影响。 相似文献
4.
5.
CS-01高空台推力测量和校准装置研制 总被引:3,自引:1,他引:3
推力是涡喷涡扇发动机高空模拟试验的重要测量参数之一。CS-01高空台原推力测量采用杠杆、砝码、测力秤系统,现采用原位校准,液压加载、应变式推力传感器来测量和校准,从而消除了“高度差”的影响,降低了稳态推力测量系统的测量不确定度。 相似文献
6.
航空发动机异型推力轴承轴向力测试方法 总被引:2,自引:2,他引:0
某型航空发动机推力轴承外环与鼠笼弹支集成一体式,为满足该轴承轴向力测试要求,提出了一种新型轴向力测试改装设计和双向轴向力测试方法,给出了轴向力测试改装原则、等弯矩测力环结构设计方法及力学模型、强度计算对比分析、贴片引线设计、测试结果分析,并与现场测试结果进行了对比。理论计算与现场标定试验结果误差小于5%;现场试车中,双向测力环同步准确判断出轴向力换向转捩点,由此验证提出的轴向力测试方法具有很高的工程应用价值。 相似文献
7.
推力矢量控制对飞机操稳特性的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
结合某典型飞机研究了推力矢量控制对飞机纵向和横航向操纵性、稳定性的改善作用,分别确定了俯仰推力矢量控制和偏航推力矢量控制与常规气动操纵面之间的交联关系,并且利用此关系和推力矢量飞机的动力学模型在过失速区域内进行了仿真计算分析。结果表明,推力矢量控制可使飞机的飞行包线有较大扩展,在大迎角情况下使飞机的操稳特性得到明显的改善;鸭翼与推力矢量控制能够很好地配合对飞机进行有效的控制。 相似文献
8.
为了研究不同的排气扩压器(简称排扩)直径、排扩形状以及排扩与单边膨胀组合喷管模型之间的相对位置对缩比喷管试验推力测量的影响,对3种排扩在不同的长径比下,进行了共6组风洞试验,同时对相应工况进行了数值模拟,并将试验与数值计算结果进行比较。研究结果表明:排扩的形状对喷管测力影响很小;大直径的排扩2的距离变化对测得的推力系数基本没有影响,但小直径的排扩1在排扩入口与喷管出口齐平工况下测得的推力系数明显小于喷管伸入排扩工况;在喷管模型伸入排扩工况下,排扩的直径对喷管测力基本无影响,但是在喷管出口与排扩入口齐平的工况下,使用小直径的排扩1会使测得的推力系数偏小。因此,排扩的几何参数变化对喷管外壁面的边界层流动影响很小,在排扩对喷管出口流场产生雍塞时,会影响喷管的推力测量。 相似文献
9.
航空矢量喷管测试平台用六分量盒式天平结构设计 总被引:2,自引:2,他引:0
为了满足航空发动机推力矢量高精度测量的需求,研制了一种结构紧凑的能够实现推力矢量彻底分解的六分量盒式天平.该天平关键结构包括:三维传感器、固定框和浮动框.其中三维传感器的弹性体采用串、并联组合的结构型式.基于有限元分析,对传感器弹性体的设计进行了模拟,结果显示传感器各测力元件对本分量载荷作用敏感程度均远高于其他分量,支撑元件也较好地阻隔了各测力元件之间的相互干扰,该结论也通过了传感器的校准验证.六分量盒式天平整体的刚度和模态分析结果:天平无需做弹性角修正;1阶固有频率为218.8Hz,高于设计指标180Hz.六分量盒式天平校准表明:天平各分量精确度优于3‰,准确度优于5‰. 相似文献
10.
针对背撑发动机布置的翼身融合布局(Blend wing body,BWB)民机,为了研究机体对发动机周围流场的干扰和安装效应对有效推力的影响,通过对单独发动机短舱和飞机-发动机安装状态三维流场进行数值模拟,采用推阻力划分方法提取安装和非安装状态下发动机推阻力相关参数,获得了巡航状态和低速12°迎角状态下发动机安装效应对背撑式BWB民机推力的影响规律。结果表明:高速巡航状态,机体对发动机表面压力分布的影响导致短舱外表面吸力降低,发动机阻力增大是造成有效推力损失的主要原因;低速12°迎角状态,内、外涵喷流受机体流动影响压力降低,引起内推力减小,其降低量占有效推力安装效应影响的比例约95%,且机体边界层和分离流动并未影响发动机进气品质。在背撑式BWB民机设计中,需要考虑不同飞行状态下BWB机体对安装状态发动机流场的干扰,减小安装效应对有效推力的影响。 相似文献
11.
12.
新型微推力器是未来微纳卫星的生力军,其设计、研制和应用都离不开推力性能测量的工程支撑。在设计和研究阶段,新型微推力器稳态力输出时间与机械式直接测量系统稳态调整时间之间存在匹配问题,无法利用测量系统的稳态响应直接还原推力大小。提出一种基于动态补偿技术的稳态推力还原方法,通过分析稳态力工作时间、稳态力大小与测量系统稳态响应之间的关系,提出了动态补偿器的设计原则和推力还原步骤,并进行了实验验证。研究结果表明:当稳态推力实际工作时间大于测量系统周期的0.25倍,且小于测量系统稳态调整时间时,可利用动态补偿器设计原则建立新的等效测量系统,使最终的输出达到稳态,并利用最终的稳态响应均值还原推力大小。 相似文献
13.
14.
15.
本文叙述了催化分解推力室采用单推-3推进剂、低铱催化剂的特性试验,其中包括地面试验、高空试验、低温试验、高温试验及湿度试验,并给出了试验结果. 相似文献
16.
17.
碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室控制试验 总被引:1,自引:0,他引:1
设计了超燃冲压发动机燃烧室控制回路,采用基于可调气蚀文氏管的燃料流量调节系统动态调节燃料流量,根据反馈的推力和隔离段压强等测量数据进行燃烧室推力增益控制和燃烧室-隔离段干扰控制,并在直连式超燃冲压发动机试验系统上进行了推力单水平控制试验和推力多水平/燃烧室-隔离段交互控制试验.试验表明:燃料流量调节系统工作稳定,文氏管按指令行程作动,流量调节过程清晰;测量推力随流量变化基本上同步变化;对目标推力增益和燃烧室-隔离段交互的控制有效,并为进一步深入研究超燃冲压发动机燃烧室控制问题奠定了基础. 相似文献
18.
19.
采用自行设计的动压探针,测量了大气压和真空环境下冷态氮气自由/冲击射流动压分布,以及真空环境下氮/氢混合气电弧加热推力器羽流的动压分布。将动压径向分布积分所得结果与冲击平板法间接测得的推力值做了比较。结果表明,大气压环境下测得的冷态氮气自由/冲击射流动压分布呈现明显的亚声速流动的特点,真空环境下测得的冷态射流动压显示有波系存在的超声速流动状态;而氮/氢混合气电弧加热推力器羽流的动压分布中看不出羽流中明显的激波存在。在一定条件下,即在较高马赫数的超声速射流中,探针不影响气流在喷管内的膨胀过程,以及羽流速度和密度没有过分降低的区间内,动压探针测量数据径向积分的结果可以代表电弧加热推力器的推力。 相似文献