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141.
采用单横模(TEM01)和多模横向激励高气压(TEA)脉冲二氧化碳激光器和不同焦距的透镜对10.6μm的增透膜进行了破坏实验,对破坏样品进行了显微分析,研究了不同激光模式和不同焦距透镜对薄膜破坏的影响。实验结果表明,在短焦距透镜聚焦时,相同能量密度的单横模激光脉冲焦距前比焦距后更容易造成薄膜的损伤,破坏阈值相差5 J/cm2;使用长焦距透镜聚焦时,在单模激光脉冲和多模激光脉冲幅照下薄膜的损伤阈值基本相同,但比使用短焦距单模激光测量到的损伤阈值高。 相似文献
142.
Brigitte Schmieder Guillaume Aulanier 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2012
CMEs are due to physical phenomena that drive both, eruptions and flares in active regions. Eruptions/CMEs must be driven from initially force-free current-carrying magnetic field. Twisted flux ropes, sigmoids, current lanes and pattern in photospheric current maps show a clear evidence of currents parallel to the magnetic field. Eruptions occur starting from equilibria which have reached some instability threshold. Revisiting several data sets of CME observations we identified different mechanisms leading to this unstable state from a force free field. Boundary motions related to magnetic flux emergence and shearing favor the increase of coronal currents leading to the large flares of November 2003. On the other hand, we demonstrated by numerical simulations that magnetic flux emergence is not a sufficient condition for eruptions. Filament eruptions are interpreted either by a torus instability for an event occurring during the minimum of solar activity either by the diffusion of the magnetic flux reducing the tension of the restraining arcade. We concluded that CME models (tether cutting, break out, loss of equilibrium models) are based on these basic mechanisms for the onset of CMEs. 相似文献
143.
垂直下降状态下的旋翼三维流场数值模拟 总被引:4,自引:0,他引:4
应用激励盘模型,采用计算流体力学(CFD, Computational Fluid Dynamics)方法结合动量叶素理论,计算了旋翼在垂直下降时的流场特征与气动性能.计算过程中,旋翼载荷被描绘成沿桨盘径向分布、与当地流动参数相关的压力源项.在直角坐标系中,运用有限体积方法直接求解了定常不可压N-S(Navier-Stokes)方程,湍流模型为S-A(Spalart-Allmaras)一方程模型,重点使用诱导速度经验公式计算出了压力源项.旋翼流场模拟结果和性能预计结果同实验测量数据吻合较好,表明这种CFD方法可以有效地分析旋翼下降飞行时的空气流动特性,为进一步的涡环状态研究提供了参考. 相似文献
144.
针对具有模型不确定和时变干扰的线性离散时滞网络控制系统,提出了一种新的滑模控制器的设计方法.证明系统在该控制器的控制下,全局一致有界收敛,并给出了收敛的界.该方法降低了常规滑模控制中的抖振并增强了系统的鲁棒性.由于不需要如常规离散滑模控制那样判断扰动和不确定的界,使该设计方法简单易行,并降低了系统抖振现象.最后将其应用在导弹姿态控制系统的设计中,取得了良好的效果. 相似文献
145.
146.
针对直升机飞行仿真应用,采用小扰动理论建立了桨叶叶素气动载荷计算方法。该计算方法集成了弹性桨叶挥舞-摆振-扭转模态,耦合了旋翼动态入流、非定常动态失速气动模型和旋翼配平模型。整个算法采用标准的状态空间格式。为验证算法,以UH-60A直升机为例,在低速和高速2种定常飞行情况下,研究了偏航流效应对旋翼气功性能的影响,结果表明高速飞行时偏航流效应对旋翼气功性能影响较大。模拟了桨盘平面诱导速度分布以及桨叶叶素气动载荷,将仿真结果与飞行试验结果进行对比验证,本文建立的方法可以准确地求解定常飞行时桨叶的非定常气动载荷,捕捉其沿方位角的变化特征,对于大速度前飞仍能适用。 相似文献
147.
为了揭示挠性帆板的热诱发运动机理及其对卫星本体姿态机动的影响,采用拉格朗日能量法建立了主刚体带挠性梁模型受到突加热流时系统的动力学模型,分析了帆板热诱发运动的特性。假设系统的模型参数未知,设计了L1自适应控制器,仅卫星的姿态角和姿态角速度作为反馈量,将帆板热致振动和变形作为未建模动力学特性,实现卫星考虑帆板热扰动力矩的快速姿态机动控制。数值仿真结果表明,环境温度突然变化引起的帆板运动包括准静态变形和振动两部分,同时引起的姿态误差也包括常值偏差和姿态振动,所设计的控制器在系统考虑热引起的扰动时仍可以有效地实现卫星的快速姿态机动,且系统各阶挠性模态稳定,参数估计收敛。 相似文献
148.
针对在现代飞行控制系统中存在的典型非线性速率限制环节,从描述函数的基本定义出发分析了其频率特性,然后将速率限制环节置于人机闭环系统中,利用描述函数法以架驶员诱发振荡(PIO)进行了研究,应用于某飞机模型的仿真结果表明,研究结果对于揭示速度限制环节对于PIO的影响具有一定参考价值。 相似文献
149.
150.