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841.
842.
843.
对高精度气浮台半物理仿真系统控制问题进行了研究,提出了一个基于DDFC(direct Direct dynamics Dynamics feedback Feedback compensationCompensation)的台体姿态控制方法.该方法使得系统的输入量为执行机构的转速.也就是使得执行机构工作在速率模式,这样可以避免高频噪声对控制系统的影响.提高系统的可靠性.这种方法物理概念清晰、数学过程简明,便于工程实现.仿真结果表明,台体的姿态角以较高的精度快速跟踪目标值,最终偏差满足要求.系统性能良好. 相似文献
846.
为了研究短舱笛形管热气防冰系统中防冰腔设计参数对进气道唇口表面传热特性的影响,进行了不同设计参数下进气道防冰腔内外流域和固体域的耦合仿真传热计算。分析得出了不同射流孔孔径和射流孔到进气道前缘表面的距离等参数对进气道唇口表面的温度、对流换热系数和Nusselt(Nu)数分布的影响。分析结果表明:射流孔直径和射流孔到唇口表面距离在一定的范围内,进气道蒙皮表面温度和对流换热系数随射流孔直径的增大而升高,随中间排射流孔到唇口表面距离的减小而升高。 相似文献
847.
848.
为研究高速旋转对内外燃管型装药固体火箭发动机凝聚相点火瞬态过程的影响规律,应用计算流体动力学(CFD)流体计算软件,使用用户定义函数(UDF)编程接口建立固体火箭发动机点火模型,对旋转条件下发动机凝聚相点火过程进行模拟。将数值计算结果与地面旋转实验内弹道进行对比分析,验证数值模型的正确性。计算结果表明:①点火药燃气颗粒因旋转做离心运动,大量粒子聚集在燃烧室头部上端,部分粒子附着在发动机壁面,且停留时间较长。②点火药燃气颗粒占比从20%增加到40%,点火压力峰值降低3.93%,发动机转速的升高会造成内弹道平衡压力升高,但点火压力峰会逐渐降低,且峰值出现时间发生延迟,转速达到15 000 r/min时点火压力峰消失。③转速增大,点火颗粒与推进剂传热增大,火焰传播期减小,但燃气填充期和点火延迟增大,点火药燃气颗粒占比为20%时,转速为15 000 r/min较静止条件下点火延迟增加了23.76%。 相似文献
849.
为了研究冲击效应对二体绳系卫星系统动力学特性的影响,开展了基于绝对节点坐标法的柔性绳索模型及绳系卫星系统运动特性分析研究。首先介绍了绝对节点坐标法柔索模型的建立过程,并进行了动力学仿真实验,在仿真时充分考虑了柔索的轴向刚度矩阵、弯曲刚度矩阵以及质量矩阵,可在不增加计算量的同时保留系绳真实特性。最后,搭建了三自由度的二体绳系卫星地面模拟试验系统,在规格为20 m×30 m的大型气浮平台上开展了试验验证,对末尾释放阶段和初始回收阶段系绳的张力以及子星的运动状态进行了分析。验证结果表明:地面模拟试验与仿真实验相比,系绳张力误差均在5%以内,验证了该建模方法的有效性和所搭建的试验系统的可靠性,同时为绳系卫星的未来发展和地面试验的进一步展开奠定了基础。 相似文献
850.
采用尺度自适应模拟(Scale Adaptive Simulation, SAS)方法对火箭在起降过程中喷流的地面效应进行了数值研究,对比分析了在海平面和类火星环境下的喷流冲击倾斜地面和水平地面时的流场结构以及喷管的侧向载荷。在海平面环境下,喷管内部出现流动分离,喷管内壁压力先减小,在分离点处压力达到最低点,然后压力增加至环境压力。喷流冲击倾斜地面时具有更强烈的流动不稳定性,喷流出现明显的时间演化现象。在类火星环境下,喷管内部不发生流动分离,内壁的压力沿着流向逐渐减小。喷流冲击倾斜地面时,在喷管出口的外侧形成了上下移动的马赫盘;喷流冲击水平地面时,喷流和地面反弹气流相互作用,阻碍了马赫盘的形成。研究结果还表明在类火星环境和海平面环境下,喷流冲击倾斜地面时喷管内壁温度均上升。研究结果将为火箭回收和火星着陆的方案选取提供参考。 相似文献