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81.
固体火箭发动机瞬变参数辨识 总被引:1,自引:0,他引:1
叙述了固体火箭发动机参数辨识的方法, 以反喷管打开后瞬变过程中推进剂瞬变燃速、打开函数和喷喉收缩因子的辨识为例, 说明了瞬变参数辨识的技术。辨识采用的数学模型是零维不定常内弹道计算方程组, 这是一个非线性系统的参数辨识问题。优化方法采用阻尼最小二乘法。给出了算例, 经参数辨识准度分析, 辨识结果是合理的。 相似文献
82.
IHPTET进展和目标调整 总被引:1,自引:0,他引:1
美国高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划的基本目标是到下一世纪初使航空发动机推进系统的能力翻一翻,具体要求是到2003年在保持已达到的可靠性和耐久性的前提下使发动机推重比和功重比分别增加100%和120%,耗油率降低30%~40%.整个计划分三个阶段,即1991、1997和2003年分别实现总目标的30%、60%和100%. 相似文献
83.
84.
在已知弧齿锥齿轮齿面网格的条件下,分析了单齿啮合时弧齿锥齿轮齿面弹性变形对轮齿啮合点位置的影响。为此,首先形成一整套刚性齿面啮合点的数值计算方法;然后,采用赫兹接触理论计算齿面弹性变形,确定齿轮轮齿的微小转动及由此引起的啮合点位置的变动。将齿轮因齿面变形而产生微小转角,继而进行齿面啮合分析的过程定义为拟赫兹接触分析。结果表明,齿面弹性变形引起的齿轮轮齿的微小转动对啮合点的最终位置有一定的影响。 相似文献
85.
本文采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,对高超声速稀薄流中航天器鼻锥迎风凹腔气动力与气动热性能进行了数值研究。得到了鼻锥外壁面、凹腔侧壁面以及凹腔底面的热流密度分布,分析了不同凹腔深宽比对鼻锥冷却效率以及凹腔腔体内气体参数的影响;以深宽比为1的凹腔为基准,研究了凹腔唇口钝化半径对航天器气动热与气动力的影响。数值结果表明,高超声速稀薄流中迎风凹腔能够降低鼻锥外壁面的热流密度;当凹腔深宽比达到1之后,凹腔侧壁面热流变化趋于一致,热流密度最低点的轴向位置不随深宽比改变,且凹腔底部热流很小;凹腔近底部气体均由稀薄流转化为连续流,腔内气体压力不断振荡;唇口钝化没有明显优势,虽然可以降低鼻锥峰值热流,但是会带来严重的气动力性能下降。 相似文献
86.
排气式气囊最大过载特性研究 总被引:4,自引:0,他引:4
文章通过对排气式气囊进行数学建模,研究了排气式气囊的整个缓冲过程。并通过对模型的分析和对圆柱形排气式气囊的仿真计算,得到了圆柱形排气式气囊的尺寸、初始参数等因素与最大过载之间的关系。仿真结果对数学模型进行了很好的验证,可以为后续气囊的设计试验提供帮助,并为中国下一步开展月球及火星着陆探测等深空探测任务提供一定的参考。 相似文献
87.
88.
X射线实时成像检测技术在航天非金属材料中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了非金属材料的无损检测现状,讨论了实时成像法与射线照相的区别。针对某型号产品上非金属复合材料的不同特点,应用X射线实时成像法进行检测,得到了较好的检测效果。 相似文献
89.
90.
GE公司与PW公司已联手为美国的阿帕奇、黑鹰和海鹰直升机的新生代研制新型发动机。两家已达成共识成立一股份公司来从事美军的普通发动机计划 (CEP)。GE公司称 ,接手具有挑战性的CEP ,这在技术上和时间上都是有风险的。与推进阿帕奇和黑鹰的T70 0相比 ,军方要求最好节油 2 5% ,推重比增加 60 % ,操作成本降低 2 0 %。罗尔斯罗伊斯公司计划推出RTM32 2的改进型 ,但没有与谁合作的打算 ,新一型RTM32 2能满足CEP的要求 ,为军方大大降低成本。Honeywell公司认为没有必要与谁合作就会获得成功。因为仅是通过JT… 相似文献