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采用闭合场非平衡直流磁控溅射技术和阴极电弧离子镀技术在轴承钢表面分别制备了DLC 和
CrN 薄膜,在全配方发动机油(CF-4,15W/40)润滑条件下,选择DLC/ 钢、CrN/ 钢摩擦配副,用SRV-IV 摩擦实
验机考察了25℃和100℃时DLC 与CrN 薄膜在不同载荷下的摩擦因数和磨损率,并对摩擦界面进行分析。结
果表明:DLC 和CrN 薄膜在油润滑条件下的摩擦因数都随着载荷的增加而降低;DLC 和CF-4 构成的固液复合
润滑体系具有更加优异的摩擦学性能;活性较高的CrN 薄膜与发动机油中的添加剂相互作用,在摩擦界面上
发生摩擦化学反应形成摩擦化学反应膜,并且薄膜表面形成的氧化层有利于提高薄膜在高温时的耐磨性。
相似文献
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环境温度冲击会降低机载光纤陀螺的性能,从而影响飞行器导航和姿态控制精度。在光纤陀螺误差机理研究基础上,本文提出一种基于长短期记忆(LSTM)神经网络的光纤陀螺温度误差补偿模型。该模型通过LSTM网络对光纤陀螺的零偏和标度因数进行实时预测和校正,提高光纤陀螺的测量精度。试验结果表明,在温度冲击下,LSTM预测模型补偿后的标度因数误差小于30ppm,零偏稳定性比常规的线性拟合补偿模型提高0.0034(°)/h。这意味着输出更准确地反映实际角速度值,陀螺仪的零偏漂移更小,输出更接近于零值。动态试验中转台输入为20(°)/s时,LSTM补偿后陀螺输出稳定在19.999~20.001(°)/s区间内,相较于陀螺原始输出误差降低0.008(°)/s。通过LSTM预测模型补偿,能够在环境变化、外部扰动或传感器故障时,通过陀螺仪提供更可靠的数据支持,维持飞行器的稳定性和安全性。 相似文献
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根据火箭橇动态试验非线性和非定常特点,以及火箭橇与轨道的摩擦特性,对某型火箭橇系统进行了动力学分析、建模和流场数值模拟,界定了不同运动状态的动力学特点,得到了系统的气动力特性。研究结果表明:在60~90m/s速度条件下,该型火箭橇阻力系数约为0.58,升力系数约为0.003,气动力主要表现为气动阻力,升力与火箭橇自重相比相对较小,约占自重的0.5%~1.2%。同时结果表明,火箭橇运动速度是影响摩擦因数的主要因素,摩擦因数随运动速度的增大而减小。在数值模拟和试验数据基础上,确定了幂函数形式的摩擦因数计算公式,公式以运动速度为底数,系数为2.554,指数为-0.756。并在多种工况下,对火箭橇运动参数进行预测和验证,与试验数据符合良好。 相似文献
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数据采集系统对采集精度要求极高,但采用8位的低精度模数转换器,直接利用标称值元器件设计的数据采集系统会存在系统误差。尽管使用传统的线性参数标度变换可以消除系统误差,但数据采集系统必须是线性系统。如果存在饱和非线性,最好在多种输入情况下测量若干数据,剔除饱和数据后应用最小二乘法拟合的线性关系进行标度变换可以得到测量值。研究结果证明:该方法比传统的标度变换计算的测量值要明显准确,达到提高系统精度的良好效果。 相似文献
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根据磁层粒子动力学理论, 通过偶极磁场模型验证利用三维试验粒子轨道方法模拟近地球区(r < 8Re)带电粒子运动特征的可靠性. 在此基础上, 以太阳风和磁层相互作用的全球MHD模拟结果为背景, 利用三维试验粒子轨道方法, 对非磁暴期间南向行星际磁场背景下太阳风离子注入磁层的情形进行数值模拟, 并对北向行星际磁场背景下太阳风离子注入极尖区以及内磁层的几种不同情形进行了单粒子模拟. 模拟结果反映了南向和北向行星际磁场离子向磁层的几种典型输入过程, 揭示出行星际磁场南向时太阳风粒子在磁层内密度分布的晨昏不对称性以及其在磁鞘和磁层内的大致分布, 并得出统计规律. 模拟结果与理论预测和观测结论相一致, 且通过数值模拟发现, 行星际磁场北向时靠近极尖区附近形成的非典型磁镜结构对于能量粒子经由极尖区注入环电流区域过程有重要的影响和作用. 相似文献