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为研究分流叶片诱导轮及变螺距诱导轮对离心泵水力性能及汽蚀性能的影响,对具有前置诱导轮的高速离心泵进行了试验和数值模拟。外特性试验表明,两种前置诱导轮对高速离心泵效率的影响均不显著,前置分流叶片诱导轮的离心泵扬程相对于前置变螺距诱导轮有显著下降。汽蚀试验表明,小流量工况下前置分流叶片诱导轮的离心泵抗汽蚀性能较优,大流量工况下前置变螺距诱导轮的离心泵抗汽蚀性能较优,其余工况下两者的抗汽蚀性能相当。仿真结果表明,大流量工况下分流叶片诱导轮扬程较低,不能满足离心轮进口能量需求,致使前置分流叶片诱导轮的离心泵汽蚀性能变差。 相似文献
132.
空间技术的快速发展使得利用空间卫星的编队飞行构建大型空间星座成为可能,在引力波探测、射电望远镜编队、星座组网等任务方面具有重要作用。超精度控制是实现卫星高精度编队飞行的关键技术。推进系统是实现卫星编队长期高度稳定飞行的保证,从而实现内部科学装置的正确运行。不同于常规的推进系统,卫星精密编队超精度控制对推进系统的推力可调范围、分辨率、响应时间、推力的一致性等有着极高的要求。根据卫星精密编队任务需求,对微牛级推进系统的功能及技术要求进行了分析,提出了基于M2微波离子推力器的卫星超精度控制推进系统。阐述了M2超精密微牛级推进系统的关键技术和研究进展,为后续M2推力器在无拖曳控制方面的应用奠定了基础。 相似文献
133.
134.
135.
利用广州台站(23.2°N,113.3°E)的实测数据和IRI-2012模型提供的预测数据,对比分析了2013年广州地区f_0F2的变化特征.结果表明,IRI-2012模型能够较好预测该地区f_0F_2的变化趋势,并且CCIR参数得到的预测值比URSI参数更接近实测值;预测值与实测值存在系统偏差,在11:00 LT-06:00 LT时段,观测值均比预测值大,其他时段则相反.在日落后至午夜前时段,预测值与实测值有较大差距.绝对偏差的极值点通常出现在20:00 LT左右,最大超过4 MHz.相对偏差变化比较明显的时段是午夜后至凌晨;在02:00 LT或04:00 LT及06:00 LT附近,可能会出现双误差峰值点,最大超过0.4;但在σ变化很大的20:00 LT附近,相对偏差却变化不大.夜间增强现象会使得偏差增大,导致预测值不能很好反映实测f_0F2的变化. 相似文献
136.
针对机动模式复杂多变的高超声速滑翔目标跟踪问题,提出了一种机动频率自适应跟踪方法。采用介于常速度和常加速度模型之间的Singer模型来表征目标气动力加速度的变化,从而建立跟踪系统的状态方程。根据地基雷达量测量获得系统的量测方程,鉴于距离和角度信息的量级相差较大将其由球形量测量转换为位置量测量。为了适应高超声速滑翔目标灵活多样的机动模式,基于正交性原理和无迹卡尔曼滤波算法实现了Singer模型中机动频率参数的自适应。利用滤波信息计算得到能够反映状态模型误差大小的调整因子,用于放大Singer模型中的机动频率,进而调整状态方程的过程噪声以降低模型误差。通过对2种典型机动轨迹的跟踪仿真,并与交互式多模型等方法进行比较,结果表明所提方法的跟踪精度高、计算量小,能够较好地适应阶跃机动和连续幅值变化的机动。 相似文献
137.
138.
海上无人系统覆盖问题可广泛应用于搜索营救、区域侦察观测、信息采集等任务,针对无人水面艇对海面区域进行区域覆盖的问题,采用模仿独居动物社会行为的分布式反集群算法,使得无人水面艇系统能够通过自组织行为实现良好的动态覆盖性能,因此使其具有更高的可扩展性及环境适应性。首先建立个体的包含覆盖历史的信息图,其次进行反集群算法的避障、去中心化及自私这3个基本属性的数学公式描述,然后计算每个个体在每一时刻的最大化收益方向,使得每个个体能够最大化累计覆盖面积及最小化个体之间的重叠覆盖部分。仿真结果表明,基于覆盖历史及个体局部通信交互,能够实现避障功能,并且可以达到100%的覆盖率,同时可尽量减少重叠覆盖。 相似文献
139.
在定容弹中实验测试了初始压力分别为0.1、0.3 MPa、初始温度分别为390、400、420 K、当量比范围为0.8~1.5时RP-3航空煤油模拟替代燃料的层流燃烧特性,并对比分析了模拟替代燃料与RP-3航空煤油的层流燃烧速率。结果表明,模拟替代燃料层流燃烧火焰的马克斯坦长度随初始压力或当量比的降低逐渐增大,表明火焰稳定性逐步增强;初始温度对火焰稳定性的影响不明显;随初始温度的升高或初始压力的降低,模拟替代燃料的层流燃烧速率逐渐升高;随着当量比的逐渐增大,模拟替代燃料的层流燃烧速率先增大后降低,在当量比为1.2时达到最大;在相同工况下,模拟替代燃料与RP-3航空煤油的层流燃烧速率吻合较好。 相似文献
140.
系留气动载荷作为无人直升机系留装置的设计输入,通常以机身大风侧向角气动特性风洞试验数据为基础进行计算。采用CFD计算方法对某无人直升机算例样机的机身大风侧向角气动特性进行了计算,包括自由来流、停放在开阔地面和船艉甲板3个状态,以机身气动特性CFD计算结果为基础计算了其系留气动载荷。结果表明:无人直升机在开阔地面停放时的系留气动载荷与自由来流时基本一致。而受船体上层建筑的影响,停放在船艉甲板时的系留气动载荷与自由来流时有较大的差别,除部分风侧向角状态的偏航力矩之外,力和部分力矩的绝对值相对较小,部分风侧向角状态的力和力矩方向相反。研究结果可为选取无人直升机系留气动载荷计算方法和不同停放环境下的机身气动特性的CFD计算及风洞试验状态提供一定的参考。 相似文献