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381.
根据Ylysses观测,比较完整地计算了高纬行星际空间太阳风能流分布.计算表明,行星际空间的高速流能流密度约为2.1×10-3J·m-2·s-1(日心距离r=1AU),主要来自于太阳风离子所携带的动能流(占58%)和克服太阳引力的势能流(占39%).要驱动高速流,需要在日冕底部高速流源区(日心距离r=1Rs)向外输出到太阳风的能流密度为7.1×102J·m-2·s-1·分析表明,由日冕底部向外可能输出两种形式的能流,其中一种具有较短的耗散长度,被耗散在很短的空间区域(~1—2Rs),使日冕温度迅速提高。另一种储藏在连续向外传播的太阳风中,不断耗散用以加速太阳风(>2Rs). 相似文献
382.
383.
384.
介绍了旋翼转速调节放大器自动测试仪的硬件和软件设计方法,给出了测试仪的硬件及软件组成和设计中的关键技术。该测试仪可方便实现对旋翼转速调节放大器的检测,具有一定的军事和经济效益。 相似文献
385.
为了抑制高速滚动轴承-转子系统在通过临界转速时的过大振动,本文采用了摩擦阻尼弹性支承结构.分析了该支承的减振机理和支承特性,设计了摩擦阻尼器,研究了其对转子系统不平衡响应的影响.结果表明,采用适当的机械结构,阻尼器的刚度因子和摩阻因子只与内环的锥角和接触面摩擦因数有关.通过改变这两个参数和外壳轴向刚度,可改变其刚度和阻尼特性.在转子系统支承中引入摩擦阻尼器能够降低支承刚度,从而降低系统的临界转速,避开工作转速.此外,还可增大支承阻尼,抑制临界振幅,减小系统的振动外传力. 相似文献
386.
387.
低速大迎角尾撑支架干扰试验研究 总被引:2,自引:1,他引:1
飞行器低速大迎角风洞试验是飞行器研制中必须进行的试验研究项目,而进行大迎角试验时飞行器模型大多采用尾部支撑方式支撑,目前国内对低速大迎角风洞试验结果中的支架干扰都没有进行相应的扣除.本项研究成果可作为今后支架干扰研究或扣除的参考,重点介绍了在中国空气动力研究与发展中心φ3.2m风洞中,利用张线支撑系统进行有预弯接头的尾撑支架干扰试验研究,获得了预弯尾撑支架干扰随迎角、侧滑角的变化规律,分析了不同形状尾撑支杆的支架干扰特性;并对尾撑支杆的几何参数进行了研究,获得了尾撑支杆长度对尾撑支架干扰量的影响规律,提出了尾撑支杆设计的建议. 相似文献
388.
389.
某型飞机实测起落架着陆载荷谱分析 总被引:1,自引:0,他引:1
着陆撞击是飞机起落架最重要的载荷情况之一.通过实测数据分析得出某型飞机前、主起落架着陆撞击载荷谱,包括垂直载荷系数谱、起转与回弹载荷系数谱、侧向载荷系数谱及下沉速度谱等.并给出了一些载荷的特点及回归结果.此外,对起落架载荷测试方法亦进行了简单介绍. 相似文献
390.
共轴刚性旋翼高速直升机是下一代直升机发展的重点构型之一,风洞试验是突破其中关键空气动力学技术、推动该构型直升机从原理验证走向型号研制所依赖的重要手段.文中对国内外共轴刚性旋翼试验设施及相关风洞试验进行了介绍,综述了共轴刚性旋翼升力偏置、流场显示与测量、桨毂减阻、推进螺旋桨和机身气动特性等技术领域的试验研究概况及主要成果... 相似文献