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811.
812.
传统的碳纤维复合材料方杆成型是采用预浸料铺层加缠绕方式,为改善其工艺性,采用小角度缠绕实现全缠绕的方式代替传统方法成型。通过全缠绕制备方杆的工艺方法和辅助工装设计,测试了全缠绕法和传统方法制备的方杆的力学性能。工艺研究表明:全缠绕的方杆力学性能和离散系数均优于传统方法的方杆,特别是采用4°缠绕的方杆拉伸强度和模量分别为899.74 MPa和235.22 GPa,弯曲强度和模量分别为823.57 MPa和220.22 GPa,离散系数为2.8%,是代替0°铺层的最佳选择。 相似文献
813.
为了在不依赖导弹间实时通信与导弹绝对位置信息的情况下实现无导引头也无惯导导弹的"发射后不管",考虑为无导引头也无惯导导弹安装两个捷联探测器,从而可对有导引头导弹上的两个特定目标点进行探测。在此基础上,针对静止点目标分别采用一般的负反馈控制方法以及有限时间收敛原理设计了2种协同末制导律,并针对静止面目标采用动态逆控制设计了1种协同末制导律。上述协同制导律均可在有导引头导弹命中目标前实现无导引头也无惯导导弹的速度方向指向其攻击目标,而此后无导引头也无惯导导弹只需要作直线运动即可命中其攻击目标。仿真结果验证了上述协同制导律的有效性以及优势。 相似文献
814.
涡轮后机匣是航空发动机安全的关键部件,但是其具有工况复杂、不确定性因素多的缺点。为了探究输入随机变量的不确定性对涡轮后机匣结构失效概率的影响,建立参数化有限元模型进行确定性分析。考虑材料性能、几何参数及外部载荷的不确定性,对涡轮后机匣两种典型失效模式:强度失效以及刚度失效建立极限状态函数;通过构造自适应Kriging 代理模型并结合重要抽样方法评估涡轮后机匣结构失效概率,利用基于失效概率的全局灵敏度方法对涡轮后机匣结构可靠度的不确定性来源进行分析,对各输入随机变量重要性进行排序,构建一种涡轮后机匣全局灵敏度分析框架。结果表明:涡轮后机匣在两种失效模式以及系统失效模式下,发动机推力以及线性膨胀系数对结构失效概率影响最为显著,应对其重点考虑;内外机匣长度以及材料弹性模量对涡轮后机匣结构失效概率影响较小,可对其适当忽略。 相似文献
815.
通过数值模拟的方法从冷态方面研究了金属/水反应冲压发动机二次掺混室内横流气体和通过压力旋流喷嘴雾化的液滴群的掺混情况.提出了掺混度、不均匀浓度因子和等浓度线这3种特征量作为评价指标,分析了不同喷嘴入射角度情况下,液滴群对横向交叉气流的影响以及气流对液滴群掺混的作用.结果表明,液滴群的加入使气流中产生了尺度不同的涡,促进了湍流;喷嘴附近的掺混初始阶段,大涡作用使液滴分布很不均匀,喷嘴下游,涡的尺度减小,对液滴的扩散影响减弱,但初始的喷雾形态和液滴趋向高应变和低涡量区域造成了壁面处液滴浓度仍然高于其他区域;喷嘴垂直无偏入射的掺混优于轴向或切向入射;轴向向上游偏转入射优于向下游偏转入射;切向偏转角度越大,越不利于掺混. 相似文献
816.
基于干涉合成孔径雷达(InSAR)体制的星载高度计能实现高分辨率、宽幅、高精度海面高程测量。传统合成孔径雷达(SAR)系统波束指向设计方法以SAR图像近远端噪声等效后向散射系数差异最小化为优化目标,星载InSAR高度计对海入射角小,如采用传统波束指向设计方法将面临系统近端测高性能优于远端等问题。为使远端测高性能满足应用精度指标要求,系统需提高雷达发射功率或增大雷达天线尺寸,这对卫星系统提出了较高的要求。提出了面向测高应用的星载InSAR高度计波束中心指向设计新方法。该方法通过调整雷达波束中心指向实现全场景测高性能最优化,可有效降低传统设计方法中SAR载荷对发射功率等卫星指标的要求,对未来我国发展InSAR体制海面高度计系统设计具有重要的指导意义。仿真分析结果验证了新方法相对于传统设计方法的优越性。 相似文献
817.
王寅生 《自动驾驶仪与红外技术》2000,(1):18-23,29
介绍用变结构控制理论研究航天器大角度机动的控制课题。所采用的滑态模型(以下简称滑模)是通过求降航空间的最优控制问题解获得。 相似文献
818.
819.
针对珩磨加工阀套孔生产率低、加工精度难控制等问题,开展了内孔珩磨技术研究,通过分析9Cr18不锈钢珩磨过程中材料去除率的变化规律,提出一套适用于珩磨加工的材料去除体积理论公式。同时为使珩后孔不同轴向位置处的孔径趋近一致,需要在上下越程处增设停留时间,以此改进初始模型。基于初始模型与优化模型分别开展单因素珩磨试验,结果表明,往复速度和珩磨压强是影响珩磨材料去除体积的显著因素,针对珩磨材料去除体积与珩后孔径差,优化模型与初始模型的预测结果分别与对应的试验结果对比,可发现优化模型预测精度相较于初始模型分别提高25%~30%。在越程段增设停留时间并不会降低加工效率,可提高珩后孔尺寸精度,实现材料去除体积的准确预测。 相似文献
820.
针对轴流压气机在进气深度节流试验中出现的意外失稳现象开展分析研究,根据监控参数分析了压气机失稳的诱发原因,提出一种适合于在常规压气机试验器上开展压气机进气深度节流试验的慢速、单参数分步调节方法,并进行了试验验证。研究结果表明:排气节流阀阀位和压气机转速调节速率过快,以及静叶角度不匹配,诱发了压气机意外失稳;进气节流阀至压气机进口的容腔体积偏小和进气节流阀调节速率慢,导致了后续压气机连续深度失稳。采用慢速、单参数分步调节排气节流阀和压气机转速,以及静叶角度自动跟随转速的方法,可以有效避免压气机意外失稳。在电动式等百分比流量特性的进气节流阀试验器中,建议增加快速调节辅助阀来开展进气深度节流条件下的压气机喘振试验。 相似文献