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161.
为提高液浮陀螺仪在双轴转台上的标定精度,将双轴转台的误差,陀螺仪的安装误差以及陀螺仪自身的静态误差建立在陀螺仪的标定模型中,在1g重力场中分别建立了16位置和20位置陀螺仪的标定方案。采用误差分离技术与最小二乘法来标定液浮陀螺仪的误差模型系数。与传统的8位置标定方法相比,本文所提出的两种多位置标定方法可以自动规避或补偿双轴转台误差,也可消除不易测量的陀螺仪安装误差对标定结果的影响,以此来提高液浮陀螺仪的标定精度。最后对提出的多位置标定方法进行误差分析,验证了方法的有效性。 相似文献
162.
163.
针对高超声速滑翔飞行器,利用理论推导和数值仿真的方法分析经典控制律中倾侧角对飞行速度、飞行高度、过程约束的影响。在平衡滑翔条件下,通过理论推导得出飞行速度、飞行高度、过程约束与倾侧角之间的解析式。仿真结果表明,理论推导的解析式具有较高的精度,解析解可以表征飞行速度、飞行高度和过程约束的变化规律。初始速度相同时,倾侧角越大,飞行速度、飞行高度、热流密度下降越快,动压和过载越大。在跳跃滑翔条件下,初始速度相同时,倾侧角越大,飞行速度下降越快,飞行高度和过程约束的波动变化幅度越小。 相似文献
164.
165.
速度比对波瓣混合器混合气动性能的影响 总被引:1,自引:2,他引:1
在常压、双涵进气条件下 ,通过对几种波瓣混合器与圆形收敛喷管组合的出口流场测试 ,研究不同外、内涵速度比情况下 ,波瓣混合器的混合气动性能 (压力和温度均匀度、压力损失系数等 )变化规律 ,为对比起见 ,还对环形混合器组合进行了试验。试验表明 :在本试验范围内 ,随着速度比的增加 ,压力均匀度曲线呈“凸”形 ,冷态试验时 ,峰值在速度比 1 .0处 ,热态试验时 ,峰值在 0 .68附近 (冷、热态峰值的速度都与温度比的平方根成正比 )。压力损失系数曲线呈“凹”形 ,冷态试验时 ,谷值速度比小于 1 .0 ,热态试验时 ,谷值在速度比更小处 ,温度均匀度曲线则随着速度比的增加呈下降趋势 ,在速度比 0 .2~ 0 .7之间 ,温度均匀度随速度比的变化基本呈线性关系 ,而在速度比大于 0 .7以后 ,则下降趋势变平缓。 相似文献
166.
涡轮盘销钉孔损伤容限分析新方法及其应用 总被引:2,自引:1,他引:2
本文提出温度及离心载荷作用下三维构件损伤容限分析方法。该方法采用新型双重边界元法分析温度及离心力载荷作用下的涡轮盘三维裂纹应力强度因子 (SIF) ,并结合 Paris公式及 Euler法获得涡轮盘销钉孔边裂纹扩展形状及裂纹扩展寿命 ,进而采用二次估计方法获得涡轮盘裂纹扩展寿命修正值。利用新型双重边界元法分析了销钉载荷、温度场、裂纹形状对轮盘孔边三维裂纹应力强度因子的影响 ,并对以往涡轮盘销钉孔边裂纹扩展寿命分析工程方法的近似性进行了讨论。文中算例表明采用本文方法分析复杂载荷三维裂纹扩展寿命具有效率高、建模方便的优点。 相似文献
167.
抽吸孔板的气动实验及附面层抽吸数值模拟 总被引:12,自引:1,他引:12
为了给附面层抽吸提供可靠的抽吸边界条件 ,通过对孔板厚径比t/d =0.1~ 2.67,开孔率ε =6.3%~ 23%的多孔板进行实验 ,建立了附面层抽吸孔板小孔马赫数与孔板前后压差、孔板厚径比、孔板开孔率间的关系。发现随着孔板前后压差的加大 ,小孔马赫数增加 ,当孔板前后压差达到一定值时 ,小孔发生壅塞 ,小孔马赫数不再变化 ,孔内流动达到壅塞状态。与此同时 ,总结出了附面层抽吸孔板小孔马赫数的经验公式。为了进一步检验所得经验式的准确性 ,还用实验所得经验式作为附面层抽吸边界条件 ,对来流马赫数分别为1.98,1.58和 0.8三种情况下的附面层抽吸流场进行了数值模拟。计算结果准确反映了超声来流和亚声来流条件下的附面层抽吸的流动特征 ,抽吸流量与Willis和Syberg的实验结果吻合较好 ,表明给定的附面层抽吸边界条件是正确、可行的。 相似文献
168.
169.
170.
用三维湍流N-S方程和单步快速不可逆化学反应描述液氧-煤油液体火箭发动机预燃室内的三维湍流和燃烧过程。采用同位网格和SIMPLE算法求解控制方程,得到了喷注单元和预燃室内参数的详细分布。结果表明,预燃室结构设计合理,其出口处燃气浓度、温度分布均匀,质量加权平均温度与实际温度拉近,同时表明,预燃室头部的喷注单元和液氧二次喷注孔的结构排列,喷注单元的流动和燃烧状况,液氧二次喷注孔的入口参数等,对预燃室出口燃气温度等参数分布的均匀性影响很大。 相似文献