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自由分子流微电热推力器工作特性和性能研究 总被引:2,自引:1,他引:2
微推进地面试验系统由推进剂贮存供应控制单元、电源供应控制单元、虚拟仪器测控单元和推力器等组成。通过FMMFL的设计加工和地面试验系统建设,在大气状态下,对FMMR的工作特性和性能进行研究,并与理论分析和数值模拟计算结果进行了对比分析。研究结果表明,在大气状态下,基于MEMS的薄膜温度传感器和薄膜加热器工作稳定;当输入功率为14.6W,工作压强为100Pa时,推力器工作温度为600K。推进剂工质为N2时,质量流量为3.720mg/s,比冲为54.254s,推力为1.979mN;推进剂工质为H2O时,质量流量为2.976mg/s,比冲为68.163s,推力为2.000mN。FMMR的各项性能参数与理论分析结果一致。通过优化设计和系统集成,FMMR的性能将得到进一步提高。 相似文献
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介绍了某飞行器姿态控制系统数字仿真的实现.根据该姿控系统的组成,以俯仰通道为例建立了通道的动力学和运动学方程,以及相应的控制系统数学模型,给出了仿真流程.仿真结果表明:该仿真系统可定量分析飞行器控制系统参数超差对飞行的影响. 相似文献
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通过求解雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方程,采用5阶空间离散精度的WCNS和多块对接结构网格技术,开展了CRM翼身组合体风洞试验模型的高阶精度数值模拟,计算构型和计算状态来自AIAA第6届阻力预测研讨会(DPW Ⅵ)。主要目的是采用高阶精度方法,评估静气动弹性变形和模型支撑装置对CRM翼身组合体数值模拟结果的影响。通过与刚性外形的计算结果和NASA NTF风洞试验结果的对比,高阶精度数值模拟结果表明:迎角为3.0°时,静气动弹性变形使得机翼上表面激波位置前移并显著降低了外侧机翼上表面激波位置前的负压;迎角为3.0°时,模型支撑装置使得机翼上表面激波位置进一步前移,并导致翼梢处机翼上表面流动结构发生变化;迎角为4.0°时,计算模型中没有包含模型支撑装置是导致升力系数下降的主要原因;计算模型中包含机翼静气动弹性变形和模型支撑装置的数值模拟结果更加接近试验结果。 相似文献
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《北华航天工业学院学报》2016,(1):19-21
多智能体编队控制是当今控制领域的一个重点问题,其研究的核心问题是实现多智能体的避障控制及在此基础上搜索最优解。本文基于人工势场算法,对多智能体的编队避障控制进行了仿真研究,实现了多智能体的编队和避障。 相似文献