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641.
642.
643.
椭圆轨道星座构型稳定性要求同时实现升交点赤经、近地点幅角和平近点角的稳定。通过初始偏差对椭圆轨道卫星的长期影响分析可知,轨道半长轴、倾角和偏心率的初始偏差对升交点赤经、近地点幅角和平近点角的长期摄动变化是线性的,因此通过主动偏置轨道半长轴、偏心率和倾角能够实现椭圆轨道星座构型的自稳定设计,从而提高其构型稳定性。对实例星座的设计结果表明,自稳定设计方法对提高椭圆轨道星座的构型稳定性是有效的。 相似文献
644.
载人运输飞船流体回路方案研究 总被引:4,自引:1,他引:3
流体回路是载人运输飞船热控分系统的重要组成部分,结合飞船所采取的其他热控措施,流体回路必须满足各种可能出现的热工况要求,同时尽量少占用飞船的资源。在进行分析和比较的基础上,确定流体回路的方案和系统配置,结合对接目标的热设计,重点解决与目标停靠期间的热控问题。文中介绍了载人运输飞船流体回路的主要设计要求及考虑重点,在能量平衡分析的基础上设计了两种流体回路方案,并进行了热分析计算和性能比较,对流体工质的选择也提出了建议。 相似文献
645.
646.
高超声速边界层转捩对旋转钝锥自由飞运动的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
通过在钝锥模型表面上布置人工绊线促使边界层强迫转捩,采用运动自由度不受约束的风洞模型自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速旋转钝锥自由飞行运动特性和气动特性的影响规律,并与自然转捩的旋转钝锥风洞模型自由飞试验结果作对比分析,试验马赫数为5.0,以模型长为特征尺寸的自由流雷诺数为1.68×106。研究结果表明:有人工绊线的旋转钝锥在自由飞行过程中有"激励稳定"的绕流流场,产生动态稳定的自由飞运动(动稳定导数系数小于0),而无转捩绊线的旋转钝锥在自由飞行中则有"激励不稳定"的绕流流场,产生动态不稳定的自由飞运动(动稳定导数系数大于0)。 相似文献
647.
基于切换多胞LPV的涡扇发动机全包线中间状态控制 总被引:2,自引:1,他引:2
针对航空发动机全包线内参数变化范围较大,单一控制器很难保证全包线内的控制效果的问题,提出了基于切换多胞线性变参数(LPV)的发动机全包线中间状态控制方法.根据发动机的进口条件将飞行包线分为相互重叠的子区域,将多胞理论及状态重置切换方法引入控制器求解,给出了能够保证切换多胞LPV系统鲁棒稳定的线性矩阵不等式(LMI)条件;利用求解出的Lyapunov矩阵设计各子区域的LPV控制器,并结合几何位置调度策略实现子区域LPV控制;利用局部重叠的滞后切换策略和状态重置切换律实现全包线内各控制器的切换,并证明了该闭环切换系统的稳定性.最终以某型涡扇发动机为研究对象进行仿真验证,结果表明:采用该控制方法稳态误差能够控制在0.1%以内,超调量不大于0.5%. 相似文献
648.
固体火箭发动机喷管阻尼特性的数值仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
为了探究影响固体火箭发动机喷管阻尼特性的关键因素,基于典型柱状装药固体火箭发动机二维简化模型,利用脉冲衰减法,开展喷管阻尼特性数值仿真计算,研究了喉通比和燃烧室长度对喷管阻尼常数的影响规律,结果发现数值模拟结果与经验公式理论预估结果有较好的一致性,证实了该数值方法的有效性;在此基础上,进一步探讨了无法由经验公式直接获知的诸如喷管收敛半角以及收敛型面对喷管阻尼常数的影响规律,结果表明:收敛半角对喷管阻尼常数有很大的影响,在设计范围内,较小的收敛角有益于提高喷管阻尼特性;收敛段型面对喷管阻尼也有一定的影响,凸型型面阻尼特性优于锥型型面,锥形型面优于凹形型面. 相似文献
649.
实验研究了不同雷诺数(2×105~8×105)、不同攻角状态下,3种相同波长(4%弦长)不同振幅(分别为5%、10%、15%弦长)尾缘锯齿结构对叶片层流边界层不稳定噪声的影响。研究表明,在0°攻角状态下,尾缘锯齿会增强甚至诱导产生新的不稳定噪声,显著增大叶片自噪声;在大攻角状态下,尾缘锯齿会减弱甚至完全抑制不稳定噪声,降噪量高达40 dB,降噪机制在于尾缘锯齿结构破坏了不稳定噪声产生所需的声学反馈回路。尾缘锯齿会降低不稳定噪声频率,且锯齿振幅越大,不稳定噪声频率越低。 相似文献
650.
在空间绳系拖曳变轨中,目标和平台形成一种哑铃型绳系系统,且仅依靠有限的平台推力和系绳张力来抑制系绳的摆动。针对此类输入受限的欠驱动控制问题,提出了一种利用受限张力的姿态稳定策略。首先,推导了组合体姿态动力学模型。然后通过数值求解姿态平衡方程得出理论面内姿态指令,再采用高斯伪谱法对其优化获得实际指令。最后,基于分层滑模理论设计欠驱动张力控制律,并嵌入抗饱和模块以缓解张力饱和。仿真表明空间平台能在正向有限的张力控制下,平滑地收放系绳使面内角和绳长跟踪实际姿态指令。此外,所提策略对目标体摆动和传感器误差也具有良好的鲁棒性。 相似文献