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821.
NEPE推进剂装药界面粘接问题是制约NEPE推进剂推广应用的技术瓶颈之一,急需有效的细观结构表征技术,以揭示NEPE推进剂装药界面形成机理。采用Micro-CT技术,开展了NEPE推进剂/衬层/绝热层界面细观结构研究,发现Micro-CT图像可明显区分界面各相以及各相的基体与填充物,可识别不同的固体填充物;绝热层/衬层界面存在有锯齿状的镶嵌结构的扩散层,厚度不超过10μm;推进剂与衬层之间有一定的扩散,存在明显的推进剂与衬层基体富集层,在推进剂一侧,还形成40~80μm的HMX颗粒富集层。 相似文献
822.
针对再入飞行器初始再入段的发动机反作用控制系统(RCS)控制精度问题,提出了一种新型发动机控制方法。首先,将飞行器模型分为慢回路和快回路分别进行控制器设计,采用非线性干扰观测器(DOB)来获取不确定项的估计值,并使用反演法及滑模控制方法设计了飞行器的慢回路和快回路控制律;其次,采用线性规划方法来获取最优RCS指令分配方案;在此基础上,对传统PWPF调制器进行改进,提出了积分补偿型PWPF调制器(IPWPF),采用描述函数法证明了该IPWPF的调制稳定性;最后,通过仿真验证了该方法相比于传统的控制方法具有较高的控制精度。 相似文献
823.
近年来民营航天公司在火箭回收技术上取得了巨大的突破和成功,受到了广泛关注,各国各种先进回收技术和方案也在验证中,我国也已加速开展回收方案论证和试验验证。提出了一种简单可靠、子系统成熟、成本低廉且具备快速搭载飞行试验演示验证条件的回收方案,该方案采取伞降减速、翼伞落点控制及支腿着陆防护的方式回收助推器,可以作为我国火箭回收工程实践的第一步,为后续回收技术研究和实践积累经验和数据。通过助推器分离仿真分析、再入过程气动计算及姿态仿真计算表明助推器回收方案不影响主飞行任务安全性,再入回收过程可控,具备工程实施的可行性。 相似文献
824.
简化起落架噪声相似准则及马赫数比例律 总被引:1,自引:0,他引:1
真实飞机部件的气动噪声问题可以通过缩比模型气动声学试验研究,但是必须要遵循合适的相似准则。频率相似准则一般选择Helmholtz数或Strouhal数相似,而声源强度的相似准则在一定的雷诺数范围内通常采用Mach数相似。噪声随来流马赫数的比例律可用于外推风洞试验测量数据到真实飞行条件下,并判断声源类型。在北京航空航天大学D5气动声学风洞中对1/2缩比的LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON(LAGOON)简化起落架模型进行了气动声学试验研究。试验结果表明:该起落架模型的噪声频率遵循Helmholtz数相似准则而非Strouhal数相似准则。起落架噪声的马赫数比例律与频率有关,在低频范围内满足6次方关系,而在中高频范围内满足7次方关系。将D5风洞测得的噪声频谱按Helmholtz数相似及相应的马赫数比例律转换后与LAGOON原型试验结果对比,发现两者的测量结果吻合得非常好。 相似文献
825.
布置真空绝热板的冷藏集装箱内温度分布 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究布置真空绝热板对冷藏集装箱内温度分布的影响,以20ft机械式冷藏集装箱为研究对象,建立箱内空气对流与换热的物理和数学模型。采用标准k-ε紊流模型,对稳态下的真空绝热板冷藏集装箱和聚氨酯冷藏集装箱内温度场分布情况进行模拟仿真。模拟结果表明:采用真空绝热板作为保温材料,冷藏集装箱箱内温度场分布状况明显优于聚氨酯冷藏集装箱,而且平均温度能够降低0.8K。最后,对20ft实体聚氨酯冷藏集装箱进行实验,仿真与实验结果能够较好吻合,验证了模型的准确性。 相似文献
826.
为提高在低信噪比与先验信息不足条件下对线性调频(LFM)信号识别能力,借鉴信息论中的熵权法改进WHT(Wigner-Hough Transform),提出了一种基于切片熵权的WHTE(Wigner-Hough Transform based on Entropy)算法。推导出LFM信号的WHT与对应特性,将WHT变换域内极半径和角度切片的熵值来转换为权重因子,进而对每个切片进行加权处理,采用双层权重以弱化噪声与干扰项的影响,并推导出LFM信号与高斯白噪声在WHT维度内不同假设条件下的概率密度分布函数,构建了对于LFM信号WHT后恒虚警检测的完备流程。通过理论分析与公式推导论证了算法的可行性,并与WHT、分数阶傅里叶变换与周期WHT算法的仿真对比,验证了算法的有效性,凸显WHTE算法能够在强噪声背景下与没有先验支撑时实现对LFM信号的良好检测。 相似文献
827.
发动机静子尾流激励对叶盘结构高阶共振可激性的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对航空发动机中转静干涉流场诱发的叶盘结构强迫响应问题,分析由导流叶片和动叶构成的转静干涉流场的尾流激励所激起的叶盘结构高阶共振的可能性和危险性.基于非定常转静干涉流场数值模拟结果,通过时域与空间傅里叶分析得到叶盘所受气动压力的频谱和空间波谱,同时定义投影于叶盘结构模态空间的激励(即模态力)为尾流激励的可激性,用于对叶盘结构共振响应强度的评估.研究结果表明:尾流激励对非主要共振点的可激性远远小于其对主要共振点的可激性;在发动机工作转速范围内允许那些模态位移场与激振力场的夹角较大(余角较小)的共振存在,即尾流激励可激性很小的高阶共振的存在是合理的. 相似文献
828.
机动飞行条件下双转子系统动力学建模与响应分析 总被引:2,自引:2,他引:0
考虑航空发动机双转子中介轴承的耦合作用及陀螺力矩的影响,利用Lagrange方程建立了机动飞行条件下双转子-滚动轴承支承耦合系统动力学模型,对耦合双转子系统的动力学特性进行了理论与实验研究.结果表明:随着内外转子转速比增大,高压转子振动幅值减小,分岔点处转速增大,最大增幅近67.49%.机动飞行使转子的振动响应幅值增大,出现较多分频.在跃升和横滚飞行姿态下,高压转子响应主要表现为:随着跃升速度增加,高压转子振动幅值明显增加,最大增幅近409.24%,分岔点对应的速度增大;在横滚速度增大时,转子振动特性主要表现为从复杂的运动形态变换到单周期运动形态,转子的振动幅值明显增加.利用基础运动双转子模型实验台对跃升和横滚两种飞行姿态下耦合双转子系统的部分动力学特性进行了实验研究,实验结果与数值模拟结果有较好的一致性,证明了计算结果的正确性. 相似文献
829.
为了获得某型发动机支板内通道冲击射流的换热特性,采用热色液晶全表面瞬态测温技术对楔形通道内表面进行换热实验。研究了射流雷诺数、射流角度和出口缝的位置对努塞尔数的分布和大小的影响。射流雷诺数的变化范围是6.3×103~15.9×103,射流角度的变化为0~30°。研究表明:射流雷诺数的增加,射流角度的增大均会使得平均换热效果增强。在射流角度0~15°内,出口缝离射流入口越近,壁面换热越强。射流斜吹情况下,被冲击面的努塞尔数要高于未被冲击面。其中,射流角度30°时换热的不对称性最显著。在射流角度为15°时,支板前缘的换热效果最强。 相似文献
830.
为了验证霍尔电推进系统的空间环境适应性、与航天器的相互兼容性、空间工作特性及空间飞行性能与地面数据的差异性,LHT-100霍尔电推进系统搭载SJ-17新技术验证卫星开展了在轨飞行试验,对霍尔电推进系统在轨飞行试验结果进行了详细评价。结果表明:在整个飞行试验期间LHT-100霍尔电推进系统各项工作性能参数符合设计指标要求,其中推力79.5m N,比冲1531s,系统功率低于1.527k W,单次长时间工作8h,在轨系统开关机次数大于24次,在轨累计点火时间超过3028min,在轨飞行试验数据与地面试验数据具有很好的一致性。 相似文献