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201.
202.
在飞行器小型化的发展趋势下,根据飞行器对飞控系统的功能任务要求,本文提出了一种基于ARM的通用飞行器控制系统设计方法。文中采用双ARM为核心控制计算机,以CPLD为辅助控制器件形成了核心计算机的双余度配置,提高了系统的运算速度和精度,同时提高了系统在故障状态下的可靠性。为满足系统软件实时性和稳定性要求,移植了RT-Linux嵌入式操作系统,并根据功能要求定制了任务调度程序。最后,通过半物理系统仿真试验,验证了系统设计的正确性和可行性。 相似文献
203.
204.
205.
206.
张彦飞%刘亚青%杜瑞奎%陈淳 《宇航材料工艺》2006,36(5):7-11
根据国内外的研究成果对RTM工艺过程中气泡的形成机理及其研究方法、排除方法等进行了全面的分析总结,并且对RTM气泡研究的未来方向进行了展望。 相似文献
207.
208.
A unifying approach in simulating the shot peening process using a 3D random representative volume finite element model 总被引:1,自引:0,他引:1
Using a modified 3D random representative volume (RV) finite element model,the effects of model dimensions (impact region and interval between impact and representative regions),model shapes (rectangular,square,and circular),and peening-induced thermal softening on resultant critical quantities (residual stress,Almen intensity,coverage,and arc height) after shot peening are systematically examined.A new quantity,i.e.,the interval between impact and representative regions,is introduced and its optimal value is first determined to eliminate any boundary effect on shot peening results.Then,model dimensions are respectively assessed for all model shapes to reflect the actual shot peening process,based on which shape-independent critical shot peening quantities are obtained.Further,it is found that thermal softening of the target material due to shot peening leads to variances of the surface residual stress and arc height,demonstrating the necessity of considering the thermal effect in a constitutive material model of shot peeing.Our study clarifies some of the finite element modeling aspects and lays the ground for accurate modeling of the SP process. 相似文献
209.
采用改进设计的像框试验对Nomex蜂窝夹层结构的面内剪切性能进行了表征测试与研究。试验结果表明,在像框的持续性剪切载荷作用下,夹层结构首先发生了板-芯界面脱粘,继而蒙皮在竖直方向上形成了巨大的鼓包和皱褶。随着剪切载荷的增加,夹层结构最终发生了横向的断裂。多次试验结果所得的低于3%的离散率也预示出面内剪切像框试验的有效性和准确性。此外,试样和夹具之间的固定程度是影响面内剪切像框试验的关键因素。仅采用螺钉进行固定的试样测试时,螺钉受拉力的移动直接导致了夹层结构边缘破坏,然而样件本身所受像框的面内剪切载荷有限,试验无效。 相似文献
210.
弹性与后掠角对三角翼绕流结构的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究低雷诺数下微小型飞行器布局的流动机理,在水槽中对展长/根弦长之比为0.5的一系列变弹性和后掠角机翼的绕流结构进行了氢气泡流动显示实验.结果表明,在低雷诺数条件下,流动结构变化规律如下:随着后掠角增大,弹性翼绕流遵循"Ω涡一对前缘涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡、双涡与三涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡"的变化规律,刚性翼绕流的涡结构变化规律与弹性翼相似,但不存在三涡结构. 相似文献