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971.
跨声速风扇的弯、掠三维设计研究 总被引:4,自引:2,他引:2
以某小型跨声速单级轴流风扇为平台,采用数值模拟的方法,研究并探讨了弯、掠三维设计技术对具有较高负荷的跨声速轴流压气机性能改善所起到的作用和抑制流动损失增加的机理.分别探讨了在动叶上半叶高和静叶端区采用不同的弯、掠形式对风扇设计点以及等转速线上的小流量工况性能的影响.研究结果表明:动叶上半叶高采用反弯设计能够有效改变动叶端区压力梯度,减少泄漏流在出口压力面侧的堆积,增加动叶顶部的通流能力.静叶端区采用前缘反弯和尾缘正弯的复合弯、扭技术,同时实现了端区增容和控制二次流发展的目的,随着流量的减小,弯、扭设计静叶更好地控制住了端区二次流的恶化,端区损失增长明显较直叶片缓慢,风扇的稳定工作范围得到提高. 相似文献
972.
973.
马荣%刁训刚%舒远杰 《宇航材料工艺》2008,38(2):21-25
用溶液法在ITO玻璃上依次沉积了稀硫酸掺杂聚苯胺(PANI)膜和聚(2-丙稀酰胺-2-甲基丙磺酸)-聚苯胺共聚物膜,利用SEM和FTIR对两种薄膜的表面形貌及分子链基团结构进行了分析,讨论了薄膜的电导率和电化学性能.结果表明:聚(2-丙稀酰胺-2-甲基丙磺酸)-聚苯胺共聚物膜有较理想的物理化学性能,电化学性稳定,循环100次后,循环伏安曲线变化较小;当PAMPS-PANI膜的厚度为230 nm时,它的电导率可达到0.398 S/cm,室温时电导率可调,是较理想的电磁屏蔽材料. 相似文献
974.
975.
976.
977.
通过RBCC三维构型的数值计算,详细研究了一次火箭流量变化对于整个燃烧流场的影响。研究表明,对于RBCC逐级扩张型燃烧室,处于混合燃烧模态时,仅依靠凹腔作为火焰稳定器很难实现整个流场有效的燃烧组织和火焰稳定;一次火箭火焰羽流可以为混合燃烧模态提供引导火焰,改变燃烧组织形式,跟凹腔配合实现二次喷注燃料与来流的充分掺混,提高流场的燃烧稳定性能,为实验研究提供了明确的方向。通过RBCC实验研究,也证明了开启小流量一次火箭能够促进整个流场的燃烧稳定,燃烧性能有很明显提高。一次火箭流量还需控制在一定流量范围内,才能既有效提高燃烧室火焰稳定和火焰传播能力,又能够保证进气道的稳定工作性能。 相似文献
978.
对卫星天线稳定跟踪系统的工作原理进行了分析,设计了一种基于DSP TMS320F2812的天线稳定控制器,详细分析了系统的原理、构成、设计方法,概要介绍了DSP芯片的特点及其电路设计和系统软件的设计及其模块划分和功能,在matlab上对系统进行了仿真实验,得到了良好的仿真效果。 相似文献
979.
基于磁悬浮动量轮微框架能力的卫星滚动—偏航姿态稳定控制研究 总被引:3,自引:0,他引:3
研究基于磁悬浮动量轮的微框架能力进行卫星的滚动-偏航姿态稳定控制问题。在考虑卫星 轨道角速度的条件下,建立了磁悬浮动量轮转子和卫星姿态动力学方程,设计了一种不使用 偏航姿态敏感器的卫星滚动-偏航姿态控制器。该控制器由内、外两个控制回路组成,其中 :外环控制回路根据滚动姿态敏感器输出的卫星姿态角信息产生转子外框角-内框角的参考 值;内环控制回路控制转子外框角-内框角的稳定,并通过控制转子外框角-内框角跟随外环 回路给定的参考值变化实现动量轮转子角动量方向的变化,与卫星进行角动量交换。对所设 计的控制器进行了稳定性分析,通过仿真进一步验证了其有效性,在给定扰动和不使用偏航 敏感器的条件下,偏航角的精度和稳定度分别优于0.08°和0.0001°/s。
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980.
基于有限时间稳定和Backstepping的直接力/气动力复合控制方法 总被引:1,自引:0,他引:1
针对采用直接力/气动力复合控制的导弹,研究其控制系统的设计问题。将直接力引入控制系统,在提高系统响应速度的同时,也使控制系统的结构复杂化。如何合理的设计控制方法,使得直接力和气动力能够协调工作、优势互补成为一个亟待解决的问题。针对气动舵控制回路,基于有限时间稳定理论,求解最短时间控制问题,得到一个具有良好特性的受控弹体;针对此受控弹体,基于Backstepping方法,研究直接力控制律,加快系统的响应速度。在整个控制系统设计过程中,通过“隐攻角”反馈对弹体进行增稳,进一步改善系统的响应品质,使控制系统达到“稳、准、快”的控制效果。仿真结果表明,复合控制系统的响应过程快速且平稳,验证了控制方法的有效性。 相似文献