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841.
利用有限元方法动态分析了不同形状的毁伤元对反舰导弹的穿甲毁伤效应。计算结果表明:相同初速相同质量的毁伤元穿透导弹引战系统靶板后,尖头毁伤元的剩余动能大于平头毁伤元的剩余动能。 相似文献
842.
将DDS(直接数字合成)与PLL(锁相环)频率合成技术相结合,采用多环并列流水线结构,设计出混合扩/跳频系统的载波频率综合单元。利用DDS技术可实现频率分辨率高、转换时间快等要求,利用PLL技术可实现杂散抑制性能高、扩展宽带等要求,并采用多环并列硬件结构保证了系统的跳变速度和宽频带指标。经闭环测试平台的测试,系统达到350~1800MHz带宽可变,频率跳变速度10 000跳/s可变,杂散抑制优于-80dBc。文章首先给出详细的硬件设计方案及其实现,同时理论分析了个各项指标的优化,最后给出闭环测试平台的搭建以及最终测试结果。 相似文献
843.
844.
为了准确、可靠地直接测量多循环脉冲爆震发动机的推力,建立冷态阻力和热态净推力直接测量系统,针对内径114mm、长1100mm的气动阀式脉冲爆震发动机,研究冷态吹风条件下发动机及其主要部件的总压恢复、阻力损失等特性,验证推力测量系统有效地将射流试验条件下外溢气流对脉冲爆震发动机外部及其附件造成的阻力转移到支撑台架上,消除外溢气流对发动机推力测量的影响。开展大量的爆震燃烧试验,实现了脉冲爆震发动机达到40Hz稳定工作,并获得充分发展的爆震波,利用高频响动态推力传感器测量获得脉冲爆震发动机动态净推力变化规律。 相似文献
845.
螺旋桨飞机的研制设计过程中,必须了解和掌握动力系统对飞机气动特性的影响。螺旋桨动力系统对飞机的影响主要包括螺旋桨拉力和扭矩、气流斜吹螺旋桨产生的径向力以及滑流影响。螺旋桨径向力的风洞试验在国内尚属探索研究阶段,本文结合型号研制实际应用,对气流斜吹螺旋桨产生的径向力的机理和试验方法进行了研究探索,提出了一种以螺旋桨直接模拟法为基础的螺旋桨径向力风洞试验方法,并通过理论和试验方法完成了试验结果的相关性修正、全机对螺旋桨径向力的上洗等干扰修正,获得了可以满足工程研制使用的螺旋桨径向力数据,可为同类的螺旋桨飞机总体气动布局设计提供参考。 相似文献
846.
847.
针对某型直升机无人化改装过程中带传动离合器的控制要求,探讨一种具有安全保护功能的控制系统.通过分析带传动离合器的操纵原理和控制特性,提出了控制系统的设计需求,确定了控制系统的总体方案.采用转速反馈和间歇接合的控制方法,实现离合器的自动接合,避免发动机转速降幅过大.通过采集着陆信号,采取硬件注销的方式,避免无人直升机在飞行中响应离合器分离等危险指令.采用转速反馈和磁电机间歇接地的控制方法,防止发动机在离合器未接合的情况下超速.在某型无人直升机上分别进行自动接合试验和超速保护试验,在地面模拟进行空中/地面保护试验.结果显示:自动接合试验中发动机最小转速为960r/min;超速保护试验中发动机瞬时最大转速为2016r/min,最小转速为1088r/min,超速持续时间为0.5s;空中/地面保护试验确认了地面状态指令正常执行和空中状态指令注销的功能.试验结果表明:该控制系统设计方案满足无人直升机的使用需求. 相似文献
848.
针对以往单站无源定位系统中采用的多通道干涉仪或阵列测向系统复杂、易受通道间幅相不一致性影响等缺点,提出了一种基于信号子空间分解的运动单站单个长基线干涉仪(LBI)直接定位(DPD)方法。该方法采用量子粒子群优化(QPSO)方法获得定位初值,再利用Newton迭代方法得到精估计值。仿真结果表明:增加观测器的机动性,可对辐射源实现快速无模糊的定位;定位性能在较高信噪比(SNR)下可接近定位误差的克拉美-罗下限(CRLB),在低信噪比下优于多通道干涉仪仅测角(BO)和长基线相位差变化率定位方法。 相似文献
849.
850.
基于高压涡轮叶片寿命损耗的航空发动机功率控制 总被引:2,自引:2,他引:2
提出了基于高压涡轮(HPT)叶片寿命损耗计算的功率控制策略.通过飞机和发动机模型在不同环境条件下进行飞行任务仿真,得到推力需求及HPT叶片温度等参数,采用逆向工程方法进行HPT叶片寿命损耗计算.结果表明:在满足推力需求的同时,采用降低HPT叶片温度的控制策略能明显减少在不同环境条件下HPT叶片寿命损耗.通过不断调整发动机高压涡轮环境温度使之工作在推力需求基线附近,达到了有效延长发动机寿命的目的,验证了高压涡轮叶片寿命损耗计算方法简单可行.表明基于HPT叶片寿命损耗的发动机功率控制降低发动机寿命周期成本的有效性. 相似文献