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881.
舰载战斗机是航空母舰上的主要武器,为满足舰面起飞、着舰和停放等要求,舰载机需围绕起落架系统、拦阻钩系统和翼面折叠系统等"特征结构"进行设计。先进舰载战斗机着舰冲击能量是陆基飞机的6倍以上、拦阻带来的水平载荷超过陆基飞机的15倍,因此特征结构的高载荷对强度设计提出了更高的要求。围绕舰载机"特征结构"及"特征载荷",开展了主要的设计工作,包括:"特征载荷"计算,即起落架载荷、拦阻载荷和折叠载荷计算;"特征结构"的强度设计及试验验证,包括起落架系统、拦阻系统、翼面折叠系统的动力学仿真计算、静/疲强度分析、折叠翼面的非线性颤振分析以及综合试验验证;"特征载荷"对其他机体结构强度的影响分析,包括着舰载荷对起落架支撑结构强度的影响、拦阻载荷对后机身支撑结构强度的影响、拦阻着舰的全机动力学响应以及着舰载荷与拦阻载荷的共同作用对全机结构强度的影响;体现舰载机"特征结构"强度特点的试验验证方法等。上述研究成果已成功应用于先进舰载战斗机设计中。 相似文献
882.
以飞行马赫数为4.5Ma的RBCC发动机典型工作状态为研究背景,采用大涡模拟研究了支板火箭射流和空气来流形成的超声速反应混合层的掺混燃烧过程,获得了燃烧室内详细的流场结构和流动特征,分析了强射流条件下超声速反应混合层的特性。结果表明由于速度梯度的存在,火箭射流进入燃烧室后与空气来流形成环形剪切层,剪切层内丰富的旋涡结构主导火箭射流和空气来流的掺混燃烧,随着湍流能量的串级输运,化学反应过程中释放的能量将被转化成细观尺度的湍流动能,大尺度旋涡将能量传递给小尺度旋涡并最终耗散,细小尺度的旋涡一方面能够促进燃烧反应物的掺混并强化燃烧过程,另一方面会给化学反应过程带来强烈的脉动,使得局部火焰淬灭,火焰结构表现出明显的非定常性。 相似文献
883.
884.
为描述空间再入充气系统在大攻角状态下的气动力与结构特性,利用CFD模型研究了不同攻角下的流场分布及气动力系数变化。同时建立了考虑内充压作用的有限元模型,并以高超声速流场作为输入,采用流固单向耦合的方法分析了不同攻角下的气动力对结构静力学特性的影响。研究表明:随攻角的增大,轴向力系数呈整体下降趋势,而法向力系数及俯仰力矩系数分别呈M型及W型变化趋势;此外,随着攻角的增加,结构最大应力整体呈上升趋势,并在45°攻角附近增幅最大。 相似文献
885.
针对深空探测器相对位置精确测量需求,建立了空间三维相对位置测量模型,研究了基于单基线同波束干涉测量(Same-beam VLBI,SBI)的空间三维位置最小二乘解算方法。利用"嫦娥3号"着陆器的测控天线与定向天线的SBI实测数据,验证了测量模型与解算方法的有效性。结果显示:SBI干涉时延随机误差约0.225 ps(0.07 mm);测控天线与定向天线之间距离误差约0.216 m,方向误差约30.4°。该研究结果有望应用于后续深空探测任务譬如"嫦娥5号"器间高精度相对测量中。 相似文献
886.
基于误差空间的航天器姿态反步容错控制 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种基于误差空间的航天器姿态反步容错控制方法,以反作用飞轮作为航天器的执行器,在考虑反作用飞轮存在安装偏差及故障的情况下,仍可保证航天器姿态的稳定性。首先,基于Lyapunov稳定性原理,根据系统机械能变化构造了具有普遍性的Lyapunov方程。通过反步递推方法,得到了适用于航天器存在执行器偏差及故障情况的普遍性的容错控制方法;然后,通过误差空间拓扑所得的误差函数描述了势能误差。从几何层面上看,这是描述势能误差的最短路径选择,从而得到了基于误差空间的反步容错控制方法。因此,在对航天器进行姿态控制时,该方法可以迅速调整增益,使得系统姿态误差迅速收敛至零,从而有效减少系统响应时间;最终,通过对考虑执行器偏差及故障情况的航天器姿态控制系统使用不同的控制方法进行数值仿真,验证了该方法能够在执行器故障情况下依然保持系统姿态的稳定,且具备良好的响应速度。 相似文献
887.
为了提高小功率等离子体炬的综合性能,本文作者研制了一种新型具有孔形阳极喷嘴的小功率等离子体炬,功率1~5kW。采用流体模拟计算的方法,计算了喷嘴出口附近射流的流场结构特点。通过实验分别测试了采用氩气、氮气作为工质气体时等离子体炬的运行电流和电压,观察了等离子体射流形态和电极烧蚀情况,通过测量等离子体射流前方中心轴线位置处的光谱的方法计算射流温度,采用气体分析仪测量了等离子体射流附近的二氧化氮浓度。测得的试验数据显示相同工质流率和电流条件下,氮气等离子体射流运行电压远高于氩气,而光谱测得氩气射流的温度远高于氮气。氮气等离子体射流和外界空气接触产生了少量的副产物二氧化氮(低于10mL/m3),而氩气等离子体射流附近无二氧化氮产生。 相似文献
888.
889.
微机械陀螺是姿态控制平台和惯性导航系统的重要应用之一,但是目前国内的陀螺研发集成化程度不高,主要的研究集中在单一检测轴(特别是Z轴检测)微陀螺的设计上.为了实现可用于智能弹药领域的单片集成三轴陀螺,设计了一种轮环式陀螺结构,在ANSYS有限元分析软件中建立了该陀螺结构的有限元模型,并分别进行了模态分析、谐响应分析以及瞬态冲击响应分析.根据驱动模态和检测模态的频率匹配,优化了陀螺的结构尺寸,仿真结果显示工作模态的频率匹配性较好.分析了此结构在半正弦周期加速度冲击载荷作用下的冲击响应,谐振结构在5000g@5ms的瞬态冲击作用下最大应力为190.38MPa,证明该结构具有不错的抗冲击特性. 相似文献
针对一类大挠性机动飞行器,同时进行的姿态和轨道机动将激发挠性结构与中心刚体之间的平移耦合模态和转动耦合模态。为了提高姿态和轨道控制稳定度,提出了一种整合的改进型正向位置反馈(MPPF)控制方法抑制挠性结构的振动。首先建立了包含转动耦合和平移耦合模态的动力学模型,推导了耦合模态参数,然后基于MPPF控制律,设计了对转动耦合模态和平移耦合模态同时进行抑制的主动振动控制器,并采用M范数方法进行了参数优化,采用压电智能材料构建了主动振动控制系统。仿真结果表明所设计的控制器能够对机动飞行器的挠性结构振动起到很好的抑制效果,并且提高了姿态和轨道的控制稳定度。 相似文献