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251.
252.
针对复合材料在液氮温度下的应用需求,采用RTM工艺制备了几种碳/环氧复合材料,评价了这几种复合材料在80℃、室温和-196℃下的弯曲、压缩、层剪、冲击性能和室温下的GⅠC、GⅡC。结果显示:随着测试温度的降低,复合材料的弯曲强度、压缩强度、冲击强度明显提高;而低温对复合材料模量的影响较小。树脂基体的韧性对复合材料的强度、模量等性能影响不大,而碳纤维种类对复合材料的强度和模量影响较大。树脂基体韧性和碳纤维种类均不改变复合材料力学性能随测试温度变化的趋势。树脂基体韧性和碳纤维种类均会影响复合材料的层间断裂韧性,其中高韧性树脂基体可更加明显地提高复合材料的层间断裂韧性;M40级经编织物/R608-2复合材料GⅠC高达868 J/m2、GⅡC高达2 750 J/m2,但采用高韧性基体的复合材料Tg会有所降低。 相似文献
253.
多源不确定耦合下离心压气机叶轮气动稳健性 总被引:2,自引:1,他引:1
考虑制造误差与气动边界多源不确定耦合作用,以某离心压气机叶轮为研究对象,将数值计算方法、拉丁超立方试验、代理模型与蒙特卡洛方法相结合,分析几何设计变量与性能参数的相关程度,量化叶轮制造误差与转速波动的不确定性对压气机性能的影响程度,提出一种考虑多维异性不确定因素的离心压气机叶轮气动稳健优化设计方法。结果表明:在制造误差和转速不确定耦合作用下,压比波动幅度由350%增大至1414%;优化后叶轮气动稳健性增强,压比和效率均值分别提高69%和46%,标准差分别降低154%和184%。 相似文献
254.
8m×6m风洞特大迎角机构连续扫描试验技术研究与应用 总被引:1,自引:0,他引:1
基于CARDC 8m×6m风洞特大迎角机构,通过对速压、测控、实时迎角测量、试验流程等各系统的改进,开展了连续扫描试验技术的研究工作,实现了某型战斗机和运输机的连续扫描测力试验,试验精准度达到了常规步进试验方式的同等水平,而获取的试验信息量及试验效率大幅提升。 相似文献
255.
为尽可能从运载火箭飞行试验数据中获取更多有价值的信息,提出了新的火箭振动参数故障特征提取模型,用于火箭振动问题分析.构建了三维傅里叶谱,用于高效地分析全程观测信号频谱的时变趋势,研究了Wigner-Ville分布的标准算法与快速算法,用于精确刻画振动参数感兴趣数据段的频谱随时间的分布情况.试验结果表明:模型及方法处理火箭遥测数据直观、高效、精确,可以应用于实测数据分析.研究时频分析方法对试验数据进行更深层次的分析处理,对设计高可靠、高性能的运载火箭,具有重要意义. 相似文献
256.
257.
针对火星接近段导航通信时延大、存在通信盲区、自主导航可用观测信息有限等问题,提出了一种基于一组火卫二相对探测器视线矢量测量的天文自主导航算法,每个导航周期测量一组火卫二视线矢量可得到其中某一时刻探测器的完整轨道信息的估计值,该方法不依赖于轨道渐近线方向等先验信息。考虑到存在火卫二和火星在同一视场的情形,此时结合火星中心视线矢量方向以及火卫二的星历信息可估计出精度较高的探测器轨道半径,作为第一种方法的补充观测量,提高导航精度。最后给出仿真校验,验证了该方法的导航精度和可行性,表明该方案能够满足未来火星探测接近段自主导航需求。 相似文献
258.
火星探测捕获制动需要的速度增量大,制动消耗燃料多,因此针对火星大气密度低、大气不确定性强等问题,提出一种基于解析及自适应预测校正结合的分段式气动捕获制导算法,实现无人钝头体飞行器由双曲线接近段轨道到目标停泊椭圆轨道的轨道转移.考虑到多约束条件,将制导算法分为高度数值预测校正 高度保持 入轨控制3个阶段,其中第三阶段使用基于一阶特征模型的全系自适应预测校正算法.该方法利用施加控制量的时间与最终半长轴改变量的关系形成动态输入变换,以抵消该系统一阶特征模型输入输出间巨大的动态增益.仿真结果表明,该算法即可满足一定的多约束条件,同时能够克服较强的初始条件不确定性和环境不确定性,具有较强的鲁棒性. 相似文献
259.
提出了一种以地形高程数据为基础,进行三维复杂地形建模及其风场分布求解的数值仿真方法.该方法利用曲面样条插值技术建立复杂地形的三维数字模型,并将地形曲面离散为若干个涡环网格,结合位势流理论与地面边界条件计算得到复杂地形影响下的三维风场.数值计算结果显示,相比基于球绕流理论的工程模拟方法,该方法可对复杂地形做出更为真实的描述,并给出更为合理的风场分布形式.同时该方法建模过程简单,便于实际操作,适于飞机飞行性能评估或飞行模拟器环境建模的工程应用. 相似文献
260.