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671.
针对纳型卫星分离载荷的在轨分离释放需求,给出弹簧式分离释放装置的设计方案,解决国际上的商用现货产品不适用于这种非标准质量体积比的纳型卫星的问题.设计的分离释放装置能承载体积6 U(1 Unit即1 dm3体积),质量10 kg的分离载荷.由设计要求出发,给出包括中心承力构架、分离释放机构和对接环的方案,进行结构模态分析和过载分析.最后给出两两对称分离的在轨分离释放过程.结构设计结果表明该方案能满足一般的运载发射要求.该设计为任务的实施提供了有效可行的解决方案. 相似文献
672.
673.
基于Ansys Fluent的近场翼尖涡数值模拟与分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了进一步研究飞机远场尾涡,提供网格分配及湍流模型的参考,并为整机模拟提供必要的参考依据,通过基于Ansys Fluent的数值模拟方法,研究了NACA0012机翼的近场翼尖涡流场,采用有限体积法求解不可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程,其中雷诺应力项分别以S-A和Realizable k-ε模型封闭,模拟了近场翼尖涡卷起的过程,分析了机翼表面压力以及涡核参数,包括轴向涡量、涡核位置、涡核粘性等,并与风洞实验结果进行了对比。结果分析表明:基于局部O-网的六面体网格,RKE模型要优于S-A模型,与实验值更为吻合。 相似文献
674.
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677.
678.
目前,国内尚未对“火星探路者”减速下降过程中由“降落伞 后锥体 着陆器”组成的舱伞三体系统的动力学特性进行过相关研究。为了全面掌握“火星探路者”减速下降过程中舱伞系统的动力学特性,采用多体动力学的方法,建立了包括降落伞拉直、充气、全张满、抛防热大底,以及着陆器与后锥体分离等过程的全过程动力学模型,并利用模型仿真研究了“火星探路者”舱伞系统的动力学特性。研究结果表明,火星探测器舱伞系统的速度和姿态稳定所需的时间比地球环境下长、高度损失更大,进入舱纵轴需要较长的时间才能趋于垂直,系统摆角的摆动幅度较大。这些是火星探测器降落伞系统进行开伞点设计和时序设计时需要特别注意的问题,其结论可为中国开展火星探测器降落伞减速系统的设计提供重要参考。 相似文献
679.
在自动驾驶和机器人导航系统中,里程计是用于持续获得系统姿态信息的一种装置。视觉里程计能以较低代价获得高精度的目标移动轨迹,基于特征的视觉里程计方法具有时间复杂度较低、计算速度快的优势,有助于数据实时处理。然而,传统基于特征的视觉里程计方法面临着2个技术瓶颈:特征匹配的准确度不足;姿态解算中目标函数的权重值有效性低。为了解决帧间特征匹配准确度不足的问题,本文提出特征交叉检验闭环匹配策略,即在传统单向闭环匹配的基础上,增加反向验证的过程,以获得匹配准确度更高的匹配点集合。该策略解决了传统特征匹配中使用单向闭环匹配策略鲁棒性不足、内点比例低的缺陷,提高了解算精度。同时在交叉检验匹配策略中利用前一时刻的运动信息缩小当前时刻特征匹配的搜索范围,降低特征点匹配的时间复杂度。针对目标函数的权重值有效性低的问题,本文将特征点在图像序列中的出现次数作为其生存周期,提出基于特征点生存周期的目标函数权值设置方法。在姿态解算中,特征点的生存周期可以有效反映其稳定性,使用其作为目标函数权值可以降低解算过程中的累积误差。本文在公开的KITTI数据集中进行算法测试,实验结果证明该方法可以实现高精度、实时的视觉里程计算。 相似文献
680.
针对非线性超声无损检测金属材料微裂纹取向角度的问题,开展了微裂纹取向与超声波的和频非线性效应研究,建立了超声和频非线性特征系数与微裂纹取向角度的关系模型。理论和有限元仿真实验结果表明,随着微裂纹取向角度的逐渐增大,超声和频非线性特征系数与微裂纹取向角度之间呈现明显的正相关趋势,而且相比二次非线性特征系数,和频非线性特征系数对微裂纹取向检测更为敏感。同时,从超声波平均能流密度(即声强)的角度出发,计算可知和频分量声强会随着微裂纹取向角度的增大而增大,而二次谐波声强基本不会发生变化,同时和频分量声强占比相比于二次谐波声强占比也得到了明显提高。超声波声强计算结果与仿真计算结果趋势基本一致,证明了理论模型的正确性。通过实验验证了模型的有效性,为金属材料微裂纹取向的检测提供了一种有效的手段。 相似文献