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1.
为实现三维内转进气道的内收缩流场与圆锥前体的外压缩流场的良好匹配,提出了一种双模块下颌式内转进气道/圆锥前体(Double-modules Chin Inward-turning Inlet and Conical Forebody,DCII/CF)一体化设计方法,获得一种新颖的双发并置、侧向安装的DCII/CF一体化布局。针对该布局形式,开展了DCII/CF一体化构型与传统的单模块内转进气道/圆锥前体(Single-module Inward-turning Inlet and Conical Forebody,SII/CF)一体化构型的数值对比研究。结果表明:DCII/CF一体化布局不仅为内转进气道提供了优秀的前体附面层排移效果,还有效避免了传统SII/CF布局中前体附面层与进气道内部流场之间的相互干扰。在Ma∞=6.0设计状态,DCII/CF一体化布局的进气道总压恢复系数相较传统的SII/CF布局有了显著提高,从0.403提高至0.482;但由于前体附面层的排移,该布局的捕获流量略有降低, SII/CF的流量系数为0.956,该布局则为0.917。而在非设计状态,该布局形式同样具备较好的总压恢复性能,在Ma∞=5.0与Ma∞=4.0的总压恢复系数分别达到了0.586和0.682,明显高于SII/CF的总压恢复系数0.507和0.619。 相似文献
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3.
前轮非线性摆振稳定性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
飞机前起落架支柱上的几个非线性项,例如扭转间隙、库仑摩擦以及速度平方阻尼等,对前轮摆振稳定区域有着重要的影响.文中假设前起落架支柱上端固支,并且给出了用以描述五自由度的前轮摆振运动的非线性微分方程组,使用描述函数法研究了上述三个非线性项对前轮摆振稳定区域的影响,将准线性化的方程组代入状态空间内,利用优化特征值实部的方法确定摆振系统的极限环幅值、摆振频率以及临界参数曲线,这种方法可以免去以往摆振稳定性分析时冗长的代数推导.作为比较,文中还计算了前轮线性摆振系统的临界频率以及临界参数曲线,两种结果比较分析表明,支柱内的几个非线性项对前轮摆振稳定区域有着重要的影响,由于扭转间隙的存在,使得飞机临界滑跑速度大大降低. 相似文献
4.
本文系统地叙述了发射飞行器的动力工作环境。提供了振动、冲击、噪音存在的场所、频率范围、能量等统计数据;并提出了工程设计中所应研究的问题,可供总体.强度和环境工程分析应用。 相似文献
5.
为减小导弹电液伺服机构滑模变结构跟踪控制中的抖振,研究了一种模糊滑模变结构控制(FS-MVSC)方法。给出了模糊滑模控制器的构成,以及模糊化、模糊规则与推理、反模糊化处理的方法。在保持系统对参数变化和外干扰不确定强鲁棒性的同时,可使系统具有较优的动态响应和稳态控制精度。仿真结果表明,该控制方案有效。 相似文献
6.
7.
8.
航天器振动试验中的动力吸振现象 总被引:1,自引:0,他引:1
振动环境试验是考验航天器中各分机力学品质的重要试验,分机适应力学环境的能力在设计阶段必须充分考虑。目前分机的力学环境条件往往是在考虑了一定的安全系数后,以分机安装处界面的加速度包络曲线给出的。然而一般来说,分机振动试验过程中的边界条件与分机实际工作状态的边界条件是不同的。具体地说就是在振动试验过程中分机通过试验转接托架与振动台面相连,实际工作状态是分机安装在安装件(卫星各舱板)上。由于试验转接托架与安装件的动力学特性不一样,根据多自由度弹簧质量阻尼系统的动力吸振原理,可以推出试验状态分机在固有频率处存在过试验现象。为了减少过试验对分机带来的危害,新的试验方法研究(加速度响应限幅控制、阻抗特性模拟法、限力技术等)已成为国内外航天工作者研究的热点。文章详细阐述了振动试验中动力吸振的机理及过试验产生的缘由。 相似文献
9.
10.
悬索桥的风致振动分析 总被引:1,自引:0,他引:1
系统分析悬索桥的颤振稳定性,抖振响应和涡激共振,以Scanlan R H提出的分离流三维颤抖振理论和半经验非线性涡激力假设为基础,分别用频域和时域方法,建立气动弹性模型。频域中用V-g法和统计方法求解颤抖振。时域中用根轨迹法确定颤振,用求解Lyapunov矩阵方程的方法确定抖振响应,通过对实际悬索桥的分析,两种方法得到了比较一致的结果。 相似文献