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191.
根据喷嘴长度和入口边界条件,将液体火箭发动机气液同轴式喷嘴简化为4类:四分之一波长闭管、二分之一波长闭管、四分之一波长开管和二分之一波长开管。采用线性声学理论对喷嘴入口开口率的声学抑制影响进行了研究,得到了入口开口率声学影响规律。结果表明:在标准长度和最佳长度2种条件下,开口率对喷嘴抑制能力的影响差别很大。合理选择开口率和喷嘴长度能够有效提高喷嘴抑制能力。研究结果可为喷嘴长度和入口射流条件优化设计、燃烧室声学振荡抑制提供参考。 相似文献
192.
193.
设计了一种基于6-PUS并联机构的多维力加载装置,可对目标施加多维时变载荷。首先,根据向量叠加原理和牛顿迭代法,分别推导了加载装置的运动学逆解与正解。其次,基于旋量理论,推导加载装置的速度和静力雅可比矩阵,建立动平台与各支链的运动学和静力学映射。再次,根据虚功原理,建立加载装置的动力学模型,并且通过对比Adams和MATLAB模型的仿真结果,验证动力学模型的正确性。最后,设计并完成多维力加载试验,验证加载装置的多维力加载能力,为后续的数控机床加载试验提供新的加载手段和理论基础。 相似文献
194.
195.
全电推进卫星星上自主变轨,是全电推进卫星重要的发展方向。为了获得运算量小、计算简单、可以星上计算且变轨时间最短的小推力变轨策略,研究了Lyapunov反馈制导律和推力矢量分段固定法两种方法。基于Lyapunov反馈制导律的变轨策略,权重系数在地面进行优化,推力指向星上实时计算,在标称任务工况下变轨时间比理论最优解加长8.18%。推力矢量分段固定法变轨策略更为简单,每10天星上对两个关键控制参数Ψ1,Ψ2进行修正,推力指向变化规律恒定,变轨时间比理论最优解加长7.43%。两种方法都具有任务适应性好和计算简单的优点,Lyapunov反馈制导律对姿态控制能力要求较高,推力矢量分段固定法姿态控制要求容易满足,后者更适合于卫星应用。 相似文献
196.
转子不平衡是引起发动机振动的主要原因。针对风扇转子工艺状态平衡良好,但工作状态不平衡量较大所引起振动偏大的现象,对其变化规律及影响因素开展转子动特性试验。采用卧式转子试验器测量风扇转子在工作转速范围内各截面的振动响应,利用三圆法测算出转子动不平衡量在高、低转速间存在的明显差异,主要是套齿连接结构刚度变化及叶片工作状态差异引起。通过窄带跟踪滤波提取出转子在各典型转速下基波弹性线,发现风扇转子本身未发生较大挠曲变形,为准刚体状态。其相位测试结果表明:风扇转子与多功能轴间存在明显的非同步振动规律。 相似文献
197.
198.
基于航天器控制语言的东三平台卫星遥控作业设计与实现 总被引:1,自引:0,他引:1
针对东三平台卫星的飞行任务要求,分析了地面测控系统和卫星飞行程序,提出了遥控作业的数据接口及设计原则,并通过作业例程验证了该设计方法。利用该方法设计的系列遥控作业目前已应用在东三平台卫星的测控工程中。 相似文献
199.
为了解决弹道导弹在中段释放气球诱饵伴飞,以干扰天基光学防御系统对导弹目标进行精确跟踪识别的问题,基于弹头和气球诱饵质阻比的差异,利用美国NRLMSISE-00(Naval Research Laboratory Mass Spectrometer and Incoherent Scatter radar Exosphere,海军研究实验室质谱仪和非相干散射雷达大气经验性模型)对气球诱饵进行相应动力学分析,得出气球诱饵在弹道中段的大气阻力模型.然后给出了J2摄动下,气球诱饵经过阻力修正后较精确的中段运动模型,并将结论引入到天基光学平台中,进行观测仿真实验.结果表明,在200 km以上的高空,大气阻力对于弹头和气球诱饵的影响微弱,可忽略不计,在观测像平面中表现为一块难以区分的亮斑;而在100~200 km高度范围内,气球诱饵受大气阻力影响剧烈,在观测像平面内的运动与弹头存在较大差别,具有较强的可区分性. 相似文献
200.
通过调整工艺条件,制得不同分散性的碳管改性环氧树脂,分别采用静置观察法、黏度法、细度法对分散性进行宏观表征。结果表明:碳管的分散性越好,环氧树脂的黏度越大、细度越低、保存时间越长;三种方法均可以表征碳纳米管的分散均匀性;黏度法和细度法可以实现碳管分散性的快速评价,但均需找出具体的评价标准。通过建立刮板细度与碳管分散性的对应关系,可以快速表征碳管的分散性,简便易行。 相似文献