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971.
本文简略地评述了模型自由飞、立式风洞自由飞和常规风洞自由飞这三种模拟试验方法在飞机尾旋问题研究中的作用;着重分析了开展飞机失速/偏离问题研究的重要意义以及利用现有的大型常规低速风洞进行风洞自由飞试验的必要性与可能性;对旋转天平在飞机尾旋问题研究中的作用提出了一些看法。 相似文献
972.
973.
974.
为提高C/C复合材料的抗氧化性能,采用包埋法和低压化学气相法制备了SiC/SiO2涂层.借助XRD、SEM和EDS等测试手段分析了复合涂层的微观结构,并研究了其在l273、1773 K静态空气中的抗氧化性能.结果表明,包埋法制备的SiC涂层具有一定的浓度梯度.低压化学气相法制备的非晶Si02外涂层则有效地封堵了SiC内涂层的的裂纹和孔洞,并解决了SiC涂层在中温区(1073~1473 K)无法形成完整SiO2膜的问题.在l 273、1 773 K静态空气中经10h氧化后,涂层试样的质量损失率分别仅有4.97和0.36 mg/cm2,表现出良好的抗氧化性能. 相似文献
975.
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977.
Lyapunov变量和系统矩阵之间的耦合导致混合H2/H∞飞行跟踪控制器设计问题非凸。借助于扩展LMI方法,非凸优化问题被转化为凸的线性矩阵不等式(LMI)表达式。通过引入松弛变量,上述的耦合得以消除。而且,一个充要条件被证明成立以求解混合H2/H∞飞行跟踪控制器,该控制器不仅能够稳定被控系统,并且能够保证系统在正常和故障情况下均满足混合H2/H∞性能指标。这种新的扩展LMI表达式提供了额外的自由度去求解非凸优化问题,并减小了控制器设计的保守性。关于ADMIRE模型的仿真结果说明这种扩展LMI方法的优越性。 相似文献
978.
979.
通过单向拉伸试验,对比研究平纹编织C/SiC陶瓷基复合材料在室温和高温(1300℃,包括惰性气氛和湿氧气氛)环境下的宏观力学特性,并采用光学显微镜和扫描电镜对试件断口进行显微观察,分析其损伤模式和破坏机理。结果表明:C/SiC复合材料的室温和高温拉伸行为通常表现为非线性特征,在低应力时就开始出现损伤;纤维与基体之间界面滑行阻力的降低使C/SiC复合材料在高温惰性气氛环境下的拉伸强度和破坏应变均比室温下的高;碳纤维的氧化严重影响材料的承载能力导致高温湿氧环境下的拉伸强度和破坏应变均比室温下的低;C/SiC复合材料室温和高温下的拉伸均呈现韧性断裂,断口较为相似,只是纤维拔出长度和断口的平齐程度有所不同,其中高温惰性气氛环境下纤维拔出最长,高温湿氧环境下试件断口有明显的被氧化痕迹;0°纤维束表面基体开裂、明显的层间分层以及0°纤维和纤维束的拔出和断裂同时携带90°纤维束拔出是C/SiC复合材料在室温和高温下的拉伸破坏机理。 相似文献
980.