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941.
在机电综合管理框架下,设计了飞机液压系统仿真平台,介绍了仿真平台的设计思想和总体架构,阐述了仿真平台各系统的工作原理和实现方式,分析了根据流量压力模拟液压负载用户外特性的思想,采用平均油温计算法对飞机在不同飞行阶段油液温度进行了模拟.给出了飞机液压综合管理仿真系统的设计方案以及仿真测试结果.仿真结果表明:在液压系统仿真平台上,能够有效地实现实际液压系统的所有功能特性,为飞机机电综合管理的最终实现提供有利支撑. 相似文献
942.
943.
为获得转子振动特性,针对液体火箭发动机涡轮泵转子系统建立了其在密封流体激振作用下的弯扭耦合动力学模型。通过数值仿真和试验研究了涡轮泵转子系统弯扭耦合振动的动力学特性,结果显示在密封流体激励作用下弯扭耦合振动的非线性特性显著。还研究了偏心距对涡轮泵转子系统弯扭耦合振动的影响。本研究可为液体火箭发动机涡轮泵转子的结构设计、诊断与维护提供可靠信息。 相似文献
944.
战术导弹固体发动机燃烧不稳定研究概述 总被引:5,自引:0,他引:5
介绍了大长径比战术导弹用固体发动机中产生的燃烧不稳定,分析了燃烧不稳定产生的机理,总结了国外典型的实验研究情况及其主要结论,以及国内固体发动机燃烧不稳定的状况。结合最新的研究进展,对燃烧不稳定的影响因素开展了深入分析:分析了声涡之间的耦合作用,重点讨论了声对涡的调制作用;分析了推进剂压强耦合对燃烧不稳定的影响,讨论了压强耦合响应函数的测试方法及其与推进剂配方之间的关系;分析了金属的分散燃烧及其凝相燃烧产物对燃烧不稳定的增益和阻尼作用。针对诸影响因素,提出了进一步的研究建议。 相似文献
945.
快速升压过程喷管侧向载荷流固耦合分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对固体火箭发动机大膨胀比喷管出现的侧向载荷,采用三维数值仿真方法进行分析。通过集成软件平台MpCCI,连接计算流体动力学软件FLUENT和有限元软件ABAQUS,结合FLUENT中UDF功能,对燃气流动与喷管结构运动变形进行了耦合计算。计算结果发现,此大膨胀比喷管在快速升压阶段先后经历了自由激波分离和受限激波分离;分析得出了较强的侧向载荷主要由不对称的燃烧波、激波转变和喷管出口部位的激波震动3种状态产生;侧向载荷的大小也与快速升压的时间快慢有较大关系。采用流固耦合计算方法能体现喷管的结构变形,从而更准确地反映喷管与燃气流相互影响的真实环境,为更深入研究大膨胀比喷管侧向载荷提供了支撑。 相似文献
946.
为实现非线性有源天线阵波束扫描,研究了互耦锁相环(PLL)的基本特性。通过对互耦PLL的相位动力学方程的稳定性进行分析,建立了具有延时的阵列模型;通过调节环路延时,互耦PLL不同的非线性动力学特性;采用四单元的耦合锁相环阵列实验电路对理论分析进行了验证,从而提出了在设计基于耦合锁相环的非线性有源天线时,必须对环路延时进行控制,防止环路出现振荡和混沌现象。 相似文献
947.
耦合传导/辐射情况下的传热参数和表面热流辨识问题是一类特殊的传热逆问题,在工程上应用较广。本文首先建立了耦合传导/辐射的传热问题的数值方法,进行了算例验证。然后分别建立了同时辨识材料热物性参数和辐射吸收系数的算法、辨识非稳态表面热流密度的算法;分析了测点位置、测量误差、辐射吸收系数对辨识结果的影响。结果表明:同时辨识材料热物性参数和辐射吸收系数时,利用右端测点的温度辨识出热传导系数值的精度较高,利用中间测点温度辨识出的辐射吸收特性系数值精度较高。对于表面热流的辨识,测点越靠近加热面,辨识结果的精度越高;吸收系数对中间测点的辨识结果影响大于其他位置测点的辨识结果。 相似文献
948.
949.
950.
针对某型光纤(FOG)捷联惯组(SINS)的轻量化设计要求,采用了空间五点减振的布局方案。基于弹性中心理论计算了空间五点减振系统的弹性中心和偏心量,在捷联惯组存在质心偏移的情况下,增设第五点减振器可以将减振系统的弹性中心和捷联惯组惯性测量系统质心之间的偏心量减少到1.42mm。从刚体动力学出发对振动耦合的解耦条件进行了讨论,指出捷联惯组在惯性主轴偏移的情况下,空间五点减振系统无法实现角振动的解耦,但是通过调整IMU结构布局的质心,或通过调整减振器的刚度比,都可以实现线振动和角振动的解耦。用有限元方法对上述两种解耦方案下捷联惯组的冲击响应进行了计算,仿真结果表明,调节质心和调整减振器刚度两种方法对于降低IMU振动耦合的效果均较为理想,由线冲击引起的角振动降低了约29~100倍。 相似文献