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1.
针对液压系统油源的安全性及可靠性问题,提出油源冗余设计方法,即多油源供给多负载,当某一油源发生故障时能源选择阀切断故障油源,由其他油源给负载提供基本液压能源,系统能完成必须的服役性能。针对液压系统能源选择阀存在的频繁换向与振动问题,提出一种插装式液控能源选择阀,其先导阀采用锥阀和可变阻尼形式,主阀采用三台肩且终端有缓冲功能的滑阀。建立了插装式液控能源选择阀的数学模型,分析了能源选择阀在两种模拟故障下的切换压力及切换时间、油源压力脉动等特性。理论分析结果表明,油源压力阶跃和线性变化时,某能源选择阀切换时间分别为5 ms和7 ms。当压力发生波动时,主阀不会发生振动,还可通过液控先导阀结构设计来控制切换压力和回复压力大小。 相似文献
2.
航天应用的液体火箭发动机及燃烧型加热器燃烧室室压高、燃料流量大、温度低、有重复启动需求,实现安全可靠点火的难度较大。针对这些需求,研究了一种采用高背压设计的电弧等离子体点火器。实验研究了Ar,N2气体工质在高进气压力下的伏安特性,发现N2在宽压力范围内适用于点火。发射光谱分析表明,在高达数MPa的进气压力下,Ar,N2等离子体射流电子密度符合局部热力学平衡判据(LTE判据),点火能量集中。N2等离子体整体温度低于Ar,但阳极喷口附近温度高于Ar,N2等离子体射流火焰长,卷吸沿程空气造成射流平均温度偏低,但有助于低温液体推进剂的蒸发混合和强化点火。等离子体射流引起了臭氧和氮氧化物的形成,具有促进点火和化学反应的作用。背压提高引起电源输出电压升高,提高供气压力和电流,有助于点火器在高背压环境中稳定电压。燃烧型空气加热器燃烧室的点火实验发现,采用N2等离子体喷注面中心点火,可以在短时间内完成酒精-空气和酒精-液氧-空气的点火,最高燃烧室室压接近5MPa时,点火器仍能稳定工作,多次使用电极烧蚀不明显,在液体火箭发动机的重复可靠点火方面具有很好的应用前景。 相似文献
3.
传统弹载电液伺服系统的液压能源采用有刷直流电机驱动恒压变量泵的方式,泵源压力在导弹飞行过程中设定值恒定,但在平飞段过程长、负载小,对能源压力需求低,造成弹上能源总利用率不高的问题,提出无刷直流电机驱动小排量液压泵的压力控制泵源的设计,在低气动负载阶段适当降低系统压力,进而降低节流损失与泄漏量,提高能量利用率。分析了变转速定量泵的流量压力特性曲线,通过建立基于变转速压力控制泵源的位置电液伺服系统数学模型与仿真模型,分析了变转速定量泵压力控制系统在典型工况下的位置跟踪、系统压力变化与能量利用效率,验证了压力控制系统能够在导弹平飞段保证位置伺服系统跟踪正常的前提下,能有效提高系统效率,证明了变转速定量泵压力控制系统的有效性与可行性。 相似文献
4.
酚醛树脂基纳米多孔材料(Phenolic Resin-based Nanoporous Materials,PNM)是满足新一代航天飞行器轻质、高效隔热需求的新型热防护材料,传统制备方法中需使用超临界干燥技术,制备周期长、成本高。本研究通过两步法,即先合成线性酚醛树脂,再进行溶胶-凝胶的方法,实现了常压干燥PNM的制备。系统研究了固化剂含量、固化温度和固化时间对材料结构的影响和调控作用,分析了影响材料收缩率和热稳定性的因素。结果表明,PNM的微观纳米结构的变化会影响材料干燥后的收缩率,制备大颗粒、大孔径的微观结构更有利于降低材料的收缩率。而PNM的热稳定性主要受交联反应过程形成的化学结构的影响,通过优化固化剂的含量可提高PNM的热稳定性。当固化剂含量为10%,固化温度提高至150℃,固化时间延长至48 h的条件下,获得的PNM有最高的热稳定性(900℃下的残碳率为54.2%)、最发达的孔结构(比表面积为264.0 m2/g、孔容为2.67 cm3/g、平均孔径为40.0 nm)和最小的收缩率(0%)。此PNM制备方法简单、性能优异,在未来航天飞行器上有广阔的应用前景。 相似文献
5.
6.
针对螺旋波等离子体放电机理,开展了多种工质条件下的螺旋波放电等离子体内波场结构数值模拟研究。计算发现:氦气等离子体的Er分量在径向边界处的峰值更为突出,有利于等离子体在径向的输运,波电场径向分量决定了电流密度径向分量在内部的表现。在0.266 Pa和1.064 Pa两种气体压强条件下,通过波场结构验证了气压对于波阻尼影响的结论。波场结构是螺旋波在等离子体内传播以及能量沉积的微观体现,研究螺旋波波场结构是揭示其高电离效率的重要途径。初步探索了功率耦合机制,为实验系统优化及实验方案设定奠定理论基础。 相似文献
7.
8.
9.
10.
针对一类非线性动力学系统,本文推导出二次型性能指标下的微分对策解,由此得到一组含有非线性因素的最环风模型,这一模型特别适用于研究作空间机动飞行的飞机受外界环境扰动的灵敏性问题。最后考察了这一变化风场对飞机突防航迹非线性解耦跟踪的影响。 相似文献