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991.
Airfoil Aeroelastic Flutter Analysis Based on Modified Leishman-Beddoes Model at Low Mach Number 总被引:1,自引:0,他引:1
SHAO Song ZHU Qinghua ZHANG Chenglin NI Xianping Science Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory Nanjing University of Aeronautics Astronautics Nanjing China 《中国航空学报》2011,24(5):550-557
Based on modified Leishman-Beddoes (L-B) state space model at low Mach number (lower than 0.3), the airfoil aeroelastic system is presented in this paper. The main modifications for L-B model include a new dynamic stall criterion and revisions of normal force and pitching moment coefficient. The bifurcation diagrams, the limit cycle oscillation (LCO) phase plane plots and the time domain response figures are applied to investigating the stall flutter bifurcation behavior of airfoil aeroelastic systems with symmetry or asymmetry. It is shown that the symmetric periodical oscillation happens after subcritical bifurcation caused by dynamic stall, and the asymmetric periodical oscillation, which is caused by the interaction of dynamic stall and static divergence, only happens in the airfoil aeroelastic system with asymmetry. Validations of the modified L-B model and the airfoil aeroelastic system are presented with the experimental airload data of NACA0012 and OA207 and experimental stall flutter data of NACA0012 respectively. Results demonstrate that the airfoil aeroelastic system presented in this paper is effective and accurate, which can be applied to the investigation of airfoil stall flutter at low Mach number. 相似文献
992.
为探索与预浸料先进拉挤成型技术相适应的工艺方案,采用DSC研究了碳纤维/环氧预浸料USN12500的固化放热过程,对USN 12500的典型固化工艺进行改进,以此为基础设计了不同压力和加压时机下的试验方案,采用实验室现有设备模拟先进拉挤过程制备了试样,以制品的孔隙率作为考察指标优选了的拉挤成型固化的工艺参数.结果表明:制品在110℃下处理20 min,热压阶段130℃下处理15 min同时保持0.4MPa的工艺压力,后固化150℃下处理1.5h为工艺试验的优化方案,并且能够制得孔隙率<1.1%的制品. 相似文献
993.
如何推动我国战略性新兴产业发展是一个热点问题。技术创新是战略性新兴产业发展的重要支撑,然而只有将技术创新与商业模式结合起来,才能真正实现产业化发展。针对产业层面的商业模式设计,提出了技术创新、市场创新、价值网络和赢利模式四个构成要素,并基于商业模式的价值创造、价值传递和价值实现的逻辑过程,而对四个要素的逻辑关系进行了说明。 相似文献
994.
Stability analysis of explicit guidance laws for space launch vehicles with varying thrust integrals
Eun-Jung Song Sang-bum ChoChang-Su Park Woong-Rae RohMiok Joh 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2011
In this study, a stability analysis of the explicit guidance laws for space launch vehicles is performed with consideration of varying thrust integrals. Among various forms of explicit guidance, linear tangent guidance in its general form is selected and six different acceleration profiles are considered for this numerical experiment. A linear system modeling which includes all of the significant dynamic elements of a space launcher is performed to analyze the effect of the characteristics of thrust integrals on stability margins. Numerical results show that in an aspect of guidance stability, it is advantageous to have thrust integrals derived from increasing acceleration profiles, such as constant thrust case, which may be considered in the development of propulsion systems. Finally, time-domain simulation with the original nonlinear models is performed to verify the approach and the result shows that the nonlinear dynamics of the system is conserved well in the linear model. 相似文献
995.
996.
介绍洪都集团在产品数字化设计中开展基础标准化工作情况,说明基础标准化工作的重要性,提出了今后标准化工作目标。 相似文献
997.
浅论红色文化产品的创新设计与价值实现——以河北省为例 总被引:1,自引:0,他引:1
本文通过对红色文化领域物质与精神两方面产品的研发现状与经验的分析,结合未来设计领域的发展趋势,提出开发体验性和个性化的红色文化产品。以河北省为例,探讨如何在实现红色文化产品的价值同时,更好的使红色文化为当代精神文明建设服务。 相似文献
998.
小普托卷接机在烟厂中主要用于烟的生产试制,由于原机电气故障频发,维修费用昂贵,致使其无法正常运行,急需改造。改造后的系统采用FX2N PLC、FX2N-4D/A、MR-J2S-A伺服放大器、HC-KFS伺服电机以及F940GOT-SWD-C图形操作终端,实现了对烟支长度的控制。文中介绍了系统硬件组成、参数设定、软件设计以及运行结果。 相似文献
999.
1000.
Taek Lyul Song Tae Yoon Um 《IEEE transactions on aerospace and electronic systems》1997,33(4):1339-1344
A composite guidance scheme based on the command to line-of-sight (CLOS)+infrared terminal homing (IRTH) for a short-range surface-to-air missile system is proposed in an attempt to complement drawbacks of a single guidance law. Launch boundaries for a successful guidance handover are analyzed according to missile maneuverability and seeker gimbal angle limits. This paper also concentrates on developing practical guidance laws for the IRTH phase in the presence of inherent missile heading errors at the time of guidance handover and missile deceleration due to aerodynamic drag. 相似文献