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701.
研究了Ni-B4C复合镀层中,增强相B4C颗粒的热稳定性及镀层组成和性能的相应变化。金相显微结果表明,B4C颗粒在500℃时开始分解,至800℃分解完毕。X-ray衍射、XPS试验证实B4C颗粒分解后与Ni生成新相Ni3B,而且,由于B元素有着向镀层表面聚集的趋势,导致Ni3B首先在邻近表面的镀层中出现。B4C颗粒的分解,极大地降低镀层的硬度,但能有效地提高镀层的抗氧化能力。因此,Ni-B4C若作为耐磨材料,使用温度不宜大于500℃,倘若利用它的抗氧化能力,即使在800℃高温下,仍能耐受相当长的时间。 相似文献
702.
推力矢量控制中的非线性鲁棒解耦控制方法 总被引:2,自引:2,他引:0
介绍了推力矢量控制的由来和意义,着重叙述了推力矢量控制,特别是推力矢量飞机在大迎角,过失速状态下目前主要的非线性鲁棒解耦控制律的设计方法,如非线性逆动态方法、NLQR(非线性二次最优调节器),自适应方法,变结构方法以及最近出现的基于人工神经元网络的方法,指出了这些方法在推力矢量控制飞机应用中各自的特色以及目前存在的问题。并指出了今后主要的工作方向。 相似文献
703.
704.
高超声速钝双楔绕流流动转捩与分离流动的壁温影响 总被引:2,自引:0,他引:2
为研究壁温对吸气式高超声速飞行器进气道转捩流动的影响,选取钝双楔这一典型外形,基于德国Aachen工业大学Thomas与Herbert所开展的双楔高超声速风洞试验,分析了一些已有的计算流体力学(CFD)研究内容,并结合本文不同方法的CFD数值模拟结果,讨论了不同壁面温度对该双楔模型高超声速绕流流动转捩与流动分离的影响。对于双楔模型,流动分离一般发生在拐角附近,由于流动分离旋涡的剪切作用会诱发流动转捩,转捩又会改变流动分离强度、分离涡尺寸,若分离流动存在非定常特征则将导致非定常旋涡运动与流动转捩的复杂相互作用。通过比较已有文献的CFD数值模拟结果与本文计算结果,表明只有按照转捩思路开展的数值模拟才能够反映该风洞试验情况。计算结果与试验数据的比较显示,文献中按照第一压缩面层流与第二压缩面湍流状态计算得到的结果能够在一定程度上与风洞试验数据相符,本文使用MUSCL格式、剪切应力输运(SST)湍流模型与γ-Reθ关联转捩模型这种计算方法,得到的结果与试验数据符合较好,正确地反映了风洞试验情况。分析还表明,在分离流动之前的区域,随着壁面温度的升高,壁面热流会下降,近壁区域黏性系数变大,边界层内速度剖面不饱满,速度边界层较厚,厚的速度边界层容易发生流动分离现象。 相似文献
705.
706.
707.
袁修起 《民用飞机设计与研究》2014,(2):27-30
民用飞机舱门闩机构是防止舱门意外开启的机构部件。当机构发生卡阻且强制操作时,将产生较大的内力。在设备舱门闩机构中除连杆支架外都是杆形件且载荷较小,连杆支架结构形式复杂且载荷较大。在分析机构卡阻载荷的基础上使用有限元分析软件HyperMesh和Opti-Struct对三种结构形式的连杆支架进行了数值模拟。通过对比分析,得到了满足样机设备舱门功能要求和试验目的的连杆支架形式,为后续真实产品的设计提供参考。 相似文献
708.
飞行控制模拟器,简称飞控模拟器,是飞控中心用来验证飞行程序和地面测控方案,训练操作人员的模拟仿真系统,为系统演练构造一个尽量逼真的任务环境.介绍了嫦娥一号飞控模拟器的功能、结构和使用模式.提出了带轨道根数跳时的新方法,使模拟器具备加速跳时至任意轨道段的能力,提高了任务演练的灵活性.建立了高精度轨道动力学模型,并首次在模拟器中直接嵌入了部分星载软件,大大提高了模拟器的保真度.同时专门设计了图形化的集中监控软件,方便了用户的操作和管理.该模拟器在嫦娥一号卫星任务准备中得到了充分的应用,为嫦娥一号卫星任务的圆满完成奠定了坚实的基础.根据该模拟器的开发经验,对未来模拟器的研制提出了几点建议. 相似文献
709.
为研究电弧风洞喷管壁面温度对平板试验的影响,研制了隔热半椭圆喷管,采用电弧风洞半椭圆喷管平板试验的方法,将喷管长轴边与平板试验模型连接,使气流延伸到模型表面进行试验。喷管扩张段水冷壁面在试验初始时期(冷壁)和壁温上升(热壁)条件下,试验研究了平板测试模型表面冷壁热流和平衡温度的变化。结果表明:在喷管来流焓值1.00~2.55 MJ/kg范围内,相对于冷壁,热壁模型表面冷壁热流增加4.7%~15.0%,平衡温度最大升高4.24%。因此,热防护试验时应考虑喷管壁面温度对平板试验结果带来的影响,需要提高来流焓值。 相似文献
710.