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为获取推进剂压强指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响,用小偏差方法建立喉栓式变推力固体火箭发动机控制模型。讨论了几何法、CFD仿真(气动)法和冷流试验法建立喉栓组件控制模型的适用性,根据结果选用气动喉部进行计算,给出了喉栓发动机推力模型。研究了采用正、负压力指数推进剂的喉栓发动机推力调节特性,发现正压力指数推进剂会导致推力负调出现,负压力指数推进剂可避免推力负调产生。通过单喉栓推力调节试验验证了模型的正确性。仿真表明:推进剂正压力指数越大,压强波动就越大,推力变化越大,响应时间越长;推进剂负压力指数的绝对值越大,压强波动越小,推力变化越大,响应时间越短。分析结果对相关控制策略研究有一定的参考价值。 相似文献
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大口径蝶阀数学建模与流场特性分析 总被引:1,自引:1,他引:0
为了获得大口径蝶阀的输入输出特性模型,开展了蝶阀运动特性实验和数值模拟仿真研究。在给定工况下,计算蝶阀在不同开度下的速度、压力、力矩和压降,获取了蝶阀内部流场特性;同时,根据流速分布、压力分布、湍流动能和湍流强度等表征蝶阀流动特性的参数,通过拟合建立了蝶阀特性数学模型,并与实验数据进行了 对比分析。结果表明:不同开度时,蝶阀呈现不同的流场特性,当开度大于等于5365%时,蝶阀流体在入口和出口处的流速较饱满,流通性能相对较好,流态平稳。经实验数据修正后的蝶阀数学模型置信度高,利用它进行蝶阀运动特性数值模拟分析是可行性的。 相似文献
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针对高空台飞行环境模拟系统的温度和压力在整个工作包线内的鲁棒性能控制问题,提出了一种基于LMI极点配置的PI增益调度控制设计方法。在考虑变比热容腔微分方程、管道热传导、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益对飞行环境模拟系统造成的建模不确定性的基础上,建立了完整、准确的飞行环境模拟系统非线性模型;对非线性模型进行了线性化,并根据线性模型推导了基于LMI极点配置的PI控制器设计算法;在飞行环境模拟系统的工作包线内选取了36个稳态点设计了基于LMI极点配置的PI增益调度控制器;设计了两种飞行环境模拟试验来验证设计的PI增益调度控制器的鲁棒性能。仿真结果表明,飞行环境模拟系统温度的稳态误差和动态误差均小于0.1%,压力的稳态误差小于0.5%,动态误差小于0.7%。 相似文献
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针对高空台飞行环境模拟系统温度大延时特性的控制问题,提出了一种考虑温度延时不确定性的两自由度μ综合控制设计方法以提升其温度的控制精度。在考虑变比热容腔微分方程、管壁传热、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益以及温度延迟对飞行环境模拟系统造成的建模不确定性的基础上,建立了完整、准确的非线性延时模型。在考虑执行机构参数、温度延时不确定性的基础上,提出了两自由度的μ综合控制设计方法。为了确保设计的控制器具有良好鲁棒伺服跟踪性能,基于分频设计的思想设计性能加权函数和控制量加权函数,并运用D-K迭代算法设计控制器。假定了包含"等马赫数爬升"和"平飞加速"的试验过程来验证μ综合控制器的伺服跟踪性能,仿真结果表明,飞行环境模拟系统温度和压力的稳态和动态误差分别均不大于1.5%和3%。 相似文献
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无人机集群作战已成为一种新兴作战模式。面对日益错综复杂的战场环境,无人机集群对抗博弈是一个重要的研究方向。本文以无人机集群空地对抗为背景,研究无人机集群的对抗博弈过程。分析战场态势的关键因素,通过空间状态矩阵表征战场态势,基于战场态势的动态变化提出自适应权重的经验表达式,并以此给出博弈双方的动态目标收益函数,建立非完全信息下的无人机集群空地对抗博弈模型。仿真验证了自适应权重的合理有效性。本研究为无人机集群空地对抗的动态决策提供了一种新方法。 相似文献
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利用电子束物理气相沉积技术(EB-PVD)制备了NiCrAl/Ni3Al微叠层复合材料.建立了具有中心穿透裂纹有限宽NiCrAl叠层的Ⅰ型裂纹扩展模型,推导出它的断裂韧度表达式,并利用带预制裂纹的NiCrAl/Ni3Al叠层试样的四点弯曲断裂数据,估算出NiCrAl的断裂韧度,叠层后增强Ni3Al单体的断裂抗力.实验结果表明,制备态NiCrAl/Ni3Al微叠层复合材料试样的拉伸断口呈现出裂纹扩展和裂纹瞬断两个区域;随着温度的升高,塑性增加. 相似文献