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621.
模型燃烧室湍流亚网格尺度模型 总被引:2,自引:0,他引:2
分别采用Smagorinsky-Lilly和k方程亚网格尺度模型,在任意曲线坐标系下对模型燃烧室湍流流场进行大涡模拟.分别用QUICK和二阶隐式差分格式离散控制方程及其时间项,并用SIMPLE算法进行求解.计算结果与PIV测量数据比较表明:大涡模拟方法能较好模拟旋流器后面回流区的瞬态变化,两种亚网格尺度模型都能较好模拟湍流流动,但k方程亚网格尺度模型稍优于Smagorinsky-Lilly亚网格尺度模型,因此采用k方程亚网格模型更适用于大涡模拟实际燃烧室复杂湍流流场. 相似文献
622.
623.
基于全尺寸飞机的前起落架最大回弹载荷静力试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
以全尺寸飞机为载体,进行均匀充气轮胎和跑气轮胎两种工况条件下前起落架最大回弹载荷静力试验研究。试验结果表明,随着载荷的增加,跑气轮胎条件下拉应变、压应变以及左、右轮心的位移基本为线性增长。均匀充气轮胎条件下,结构拉应变和压应变随着载荷增加也基本成线性增长,但在加载百分数超过80%以后,拉应变增幅加大。同时该条件下左、右轮心位移值呈线性增长。与均匀充气轮胎情况相比,跑气轮胎条件下的应变和位移较小。 相似文献
624.
改进的内框架驱动式硅MEMS陀螺温度误差模型 总被引:3,自引:0,他引:3
温度误差是MEMS(Micro Electronic Mechanical System)陀螺仪的主要误差源之一,为了消除温度对内框架驱动式硅MEMS陀螺仪性能的影响,提出了一种改进的温度误差模型.基于硅材料的赛贝克(Seebeek)效应,结合表头温度变形,分析了陀螺仪零偏误差;利用温度引起的干扰力矩,分析了陀螺仪输出与比力及角加速度有关项误差;针对温度引起系统谐振频率的变化,分析了陀螺仪标度因数误差.试验结果表明:在温度变化过程中,比力引起的干扰力矩是导致陀螺仪温度误差的主要因素,验证了改进的温度误差模型的正确性,补偿后陀螺仪的零偏稳定性提高了53.75倍,标度因数精度提高了19.6倍,改进的温度误差模型也适用于其它MEMS陀螺仪. 相似文献
625.
626.
大型复合航天器的建模与分散控制技术 总被引:4,自引:0,他引:4
综述了空间站一类大型复合航天器的建模与控制方法,首先分析了大型复合航天器的结构动力学特性以及对其进行有效控制所面临的主要困难,然后研究了便于控制系统工程实现的大型复合航天器建模方法,继而对大系统分散控制技术在大型复合航天器控制中的应用前景作了详尽分析,指出分散变结构控制方法和分散协同控制技术在大型复合航天器控制中的优越性;最后还探讨了大型复合航天器系统设计中必须注意的一些工程实际问题。 相似文献
627.
Planetary protection is NASA's term for the practice of protecting solar system bodies from Earth life while protecting Earth from life that may be brought back from other solar system bodies. Spacefaring nations will soon begin retrieving samples from Mars and other solar system bodies. For these samples, planetary protection is in order, and measures are already in place to prevent the forward contamination of Mars and other bodies by Earth microbes and the backward contamination of Earth by possible extraterrestrial life. A major goal of planetary protection controls on forward contamination is to preserve the planetary record of natural processes by preventing human-caused microbial introductions. 相似文献
628.
介绍了一个由8031单片机控制的线纹尺测量系统。该系统利用激光比长仪的机械部分和光路系统,以8031单片机为下位机,用其控制自动检测并且计数脉冲,以80286PC机为上位机,用其进行数据处理并直接打印出检定证书。 相似文献
629.
Making use of modal characteristics of the natural vibration of flexible structure to design the oscillating wing aircraft is proposed. A series of equations concerning the oscillating wing of flexible structures are derived. The kinetic equation for aerodynamic force coupled with elastic movement is set up, and relevant formulae are derived. The unsteady aerodynamic one in that formulae is revised. The design principle, design process and range of application of such oscillating wing analytical method are elaborated. A flexible structural oscillating wing model is set up, and relevant time response analysis and frequency response analysis are conducted. The analytical results indicate that adopting the new-type driving way for the oscillating wing will not have flutter problems and will be able to produce propulsive force. Furthermore, it will consume much less power than the fixed wing for generating the same lift. 相似文献
630.