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801.
对方波形单脉冲射流作用下的混压式超声速进气道再起动过程进行了非定常数值仿真研究.结果表明,在外压缩楔面注入单个周期的方波形脉冲射流,在射流阻挡作用下,进入进气道的流量减小,脱体激波被吸入唇口,当射流流量大于某阈值后,进气道即能实现再起动.该阈值约为进气道流量的5%,再起动所需的射流作用时间小于15ms,所需的射流总质量小于0.0014kg.研究还发现,当射流流量略小于阈值时,射流作用下的进气道流场为135Hz的高频振荡流场.当射流流量大于阈值时,射流流量越大,流场响应越快,再起动所需的脉冲射流作用时间也越短,射流总质量越小. 相似文献
802.
根据平行层燃烧理论,推导了不同药型燃烧面积和燃烧边界长度随燃去肉厚变化的数学规律;在此基础上,建立了固液火箭发动机系统设计模型,将设计过程转化为数学模型;之后采用遗传算法对不同药型固液火箭发动机进行了优化设计.通过对优化结果的比较和分析,开展了不同药型应用于固液火箭发动机的性能特点及其机理的研究,指出了固液火箭发动机不同于固体火箭发动机的内弹道特性. 相似文献
803.
在重叠型区域分解法的基础上,对体积分方程方法进行了改进,实现了基于区域分解法的体积分方程方法.通过几个算例,验证了这种算法占用内存小、迭代速度快,计算结果准确,具有分析电大尺寸目标电磁散射问题的能力. 相似文献
804.
为了减弱轨迹拐角处的向心加速度变化给加工带来的不利影响,使用五次PH曲线进行拐角过渡,在控制加工速度的同时对向心加速度进行控制。通过对拐角处连接情况的分析,确定了连接PH曲线中的参数计算方法。在拐角前后使用S加减速进行加工,以保证直线、圆弧轨迹加工中的平稳;在拐角连接区域内使用基于曲率的速度模型,通过对拐角前后S加减速和拐角速度的连接,使拐角前后的速度更加连续,得到平滑的速度曲线;通过拐角处的加速度和弓高误差的限制,计算平稳的加工速度。结果表明,使用五次PH曲线进行拐角过渡的误差小于7.4 μm,能够满足加工需要,同时,拐角处的向心加速度变化更加平稳。将拐角前后的S加减速和拐角区域内速度连接后,得到了平滑的速度曲线。 相似文献
805.
806.
807.
提出了基于误差反馈控制的建立航空发动机自适应模型方法.即以实际发动机的输出为参考指令,以航空发动机性能蜕化值为航空发动机模型的控制量,通过设计鲁棒性好且能消除稳态误差的增广线性二次型最优调节(ALQR)控制器以实现模型的输出自适应地无偏跟踪真实发动机的输出,利用ALQR的鲁棒性,使模型具有良好的自适应性.ALQR和发动机模型一起构成航空发动机自适应模型.最后通过稳态仿真和动态仿真表明该方法不仅可以实现自适应模型全包线跟踪稳态真实发动机,同时能实现动态跟踪真实发动机. 相似文献
808.
月球软着陆的二次型最优制导方法 总被引:2,自引:0,他引:2
为实现在月球表面指定区域的精确软着陆,研究了月球软着陆的线性二次型最优制导方法。利用简化的轨道动力学模型,给出了一种基于状态和能耗最优的软着陆二次型制导方法。由于制导律要求同时提供3个方向的时变推力,所以需要通过变推力发动机和姿态机动来实现。该制导方法虽能满足精确软着陆的需要,但对姿态变化的要求超出了着陆器姿态机动能力。因此,本文修正了二次型最优制导方法,取消了对轨道参数的过程约束,仅对其终端进行约束,通过求解着陆指定目标点的能耗最优两点边值问题,得到了发动机推力大小和方向的显式表达式。研究结果表明,利用一定的姿态机动能力,修正的制导方法能够满足精确软着陆的需要。 相似文献
809.
针对威布尔型产品的可靠性评估进行了讨论.指出威布尔型产品可靠度与已工作过的时间有关,威布尔分布的参数对可靠度的影响很大,其取值要有依据,对战术技术指标的评估必须采用成熟的方法,错误评估方法产生的错误信息,其误导产生的后果是难以想象的。 相似文献
810.
将准最优控制理论用于轨道自主快速交会时线性二次型调节器的设计。根据轨道交会动力学和基于线性二次型最优控制律的轨道交会优化,提出了一种线性二次型准最优控制器的设计,并证明了系统的稳定性。理论分析和仿真结果表明,该控制律的交会精度较高、计算量小,可实现轨道交会控制的自主性和快速性。 相似文献