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291.
为了满足某无人机拦阻网回收系统的研制需求,文章建立了拦阻回收过程的动力学模型,并进行仿真计算和数值分析,结果表明无人机的质量和撞网速度、涡轮阻尼器转子半径是影响拦阻过程的关键参’数,通过调节系统设计参数可实现不同质量的无人机在不同拦停距离内的安全拦阻回收。将仿真计算结果与试验结果进行对比,结果表明仿真计算结果与试验结果表现出较好的一致性,从而验证了拦阻回收动力学模型的正确性。 相似文献
292.
293.
为了深入认识和抑制航天器材料空间辐照损伤在地面环境中的恢复,在模拟的空间环境下对S781白漆进行了90keV电子辐照试验。研究了电子辐照后,试样分别在真空环境下、真空室注入空气后和空气中储存几小时后辐照诱发的光谱反射系数和太阳吸收比的变化。结果表明,S781白漆光学性能退化的恢复主要发生于与空气接触的数分钟内。此外,液氮环境对S781白漆的电子辐照损伤和光学性能退化具有保护作用。液氮的保护机制不仅在于它抑制了氧在材料表面的化学吸附,还在于它对辐照诱发缺陷的冻析效应。 相似文献
294.
295.
296.
垂直回收可重复使用运载火箭是运载火箭发展的一个重要方向,大长细比的火箭子级垂直再入过程属于典型的非规则钝头体绕流,与传统低阻力流线体飞行器气动特性差异较大。采用风洞试验辅以数值仿真分析的方法,对基于栅格舵的火箭子级垂直回收构型基本气动特性和非规则钝头体绕流情况进行了研究,获得了发动机外露喷管和栅格舵对火箭子级垂直回收气动特性的影响规律,给出了火箭子级垂直回收布局设计建议。结果表明:火箭子级倒飞状态下肩部区域会在小迎角下产生大分离流动,外露发动机喷管左右两侧诱导出较强的分离涡结构,与火箭尾翼、肩部大分离流动相互作用;垂直回收构型在超声速下阻力会一直处于较高的水平,不同马赫数下压心移动量较大,倒飞时发动机外露喷管会产生较大的干扰静不稳定力矩,其量值与栅格舵提供的静稳定控制力矩基本相当,在火箭子级垂直回收方案设计时需要引起注意。 相似文献
297.
Al_2O_3纤维在空间充气式气动阻尼结构中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
文章分析了空间充气式气动阻尼结构(IADS)柔性热防护系统(TPS)的性能、特点和结构,及Al2O3纤维的性能,通过介绍美国充气式气球伞、充气式回收飞行器、充气阻尼式再入飞行器的TPS,对Al2O3纤维在IADS中的应用前景进行了展望。 相似文献
298.
载人飞船再入轨道和再入制导规律设计是载人飞船成功返回的关键技术.文章综合介绍再入轨道设计方法,用变ν(t)来满足轨道设计的要求;研究了再入纵向制导和侧向制导,用极大值原理确定纵向制导反馈增益系数,引入"漏斗式"的侧向制导,其制导效果良好;利用转移矩阵进行姿态控制可以解决欧拉角交连和奇异问题;对载人飞船返回再入段GNC一体化设计提出了迭代方法. 相似文献
299.
300.
一种双S形进气道流场特性及控制的试验研究 总被引:4,自引:2,他引:2
首先利用高速风洞对一种与机身保形的双S进气道原始模型进行了研究,结果表明进气道出口截面总压周向畸变指数较大.继而,在低速风洞试验的基础上选择了一种基于涡流发生器的流场控制方案,并在高速风洞中开展了对该进气道高速风洞流场控制试验研究,分别获得了流量特性、速度特性、攻角特性和侧滑角特性规律.研究结果表明:(1)原型方案的高速风洞试验结果说明双S弯进气道第二S弯上壁面产生了气流分离,在横截面二次流的共同作用下,导致该方案出口截面的上方存在一较大的低压区,当Ma0=0.8,α=0°,β=0°时匹配点处总压恢复系数σ为0.958,周向总压畸变指数Δσ0达到11.7%,超过了一般航空发动机的忍受范围.(2)与原型方案的风洞试验结果相比,涡流发生器控制技术能够有效抑制双S弯进气道第二S弯上壁面的气流分离,大幅度降低了该进气道的流场畸变.设计状态下(Ma0=0.8,α=0°,β=0°)总压恢复系数σ为0.953,周向总压畸变指数Δσ0仅有2.3%,综合畸变指数W为4.1%,满足了发动机的使用条件.(3)研究范围内,较低的飞行马赫数使得流场控制方案出口截面的总压恢复系数略有升高,但对周向畸变指数有着不利影响.此外,随着攻角从-4°增加到8°,出口总压恢复系数和周向畸变指数均逐渐降低.而当侧滑角从0°变化到6°时总压恢复系数几乎不变,但大侧滑角给周向畸变指数带来的不利影响较为显著.(4)在飞行马赫数Ma0=0.6~0.85,攻角α=-4°~8°,β=0°~6°的范围内,匹配点处进气道的总压恢复系数在0.936~0.961之间,周向畸变指数在1.4%~5.4%之间,综合畸变指数在3.8%~7.0%之间,表明采用流场控制后的进气道方案已达到实用水平. 相似文献