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891.
针对传统大面积比液体火箭发动机喷管在低空过膨胀状态下易产生流动分离的问题,采用特征线法,基于最大推力喷管,对其扩张段后半部分型面进行了控制压力设计,以保证新生成的大面积比喷管(低空满流喷管)壁面压力不小于分离临界压力。而后通过仿真手段对设计方法进行了校验,并对低空满流喷管的性能进行了评估。结果表明:基于最大推力喷管型面的控制压力设计方法能够实现预定的设计目标,生成的型面不仅保证了喷管在海平面条件下处于满流状态,还使得喷管对燃烧室压力脉动具备了一定的抵抗能力。当燃烧室压力为8.5MPa、燃气比热比为1.144时,相较于将要产生分离的面积比为40的最大推力喷管,低空满流喷管能够将面积比增加至60,从而提高真空比冲约5.24s。而相比于面积比为60的最大推力喷管,等面积比的低空满流喷管真空比冲损失约为1.57s。 相似文献
892.
893.
介绍垂直攻击型武器在末制导段的特点及其对控制系统的特殊要求 ,为此提出三种控制方案 ,并从原理上分析它们各自的优缺点 ,得出直接侧力控制是满足其在末制导段控制要求的最佳方案。同时 ,设计出对应于这三种控制方案的控制律 ,并进行末制导段的仿真验证 ,结果证实了理论分析的结论 ,即直接侧力控制是最佳方案 ,为型号设计提供了具有实际参考价值的结论。 相似文献
894.
一种点火压强峰的控制方法 总被引:3,自引:0,他引:3
通过对比试验,分析了试验发动机出现点火初始压强峰现象的原因,采取减少点火器药量和调整点火器结构的方法,有效地降代了点火压强峰。 相似文献
895.
水平冲量多弧段异面轨道交会机动方案的改进 总被引:1,自引:1,他引:1
考虑存在误差情况下,对有限推力作用下水平冲量多弧段异面轨道交会方案的改进在文中作了讨论。对水平冲量多弧段交会机动的改进方案推导了线性相对运动方程,然后对非线性相对运动方程做了数值仿真,得到的结论说明此方案是可行的。 相似文献
896.
897.
6-PUS并联加载机构模糊PID力控制系统设计 总被引:1,自引:0,他引:1
为对数控机床主轴进行多维力加载试验,首先建立了6-PUS并联加载机构的静力学模型,得到机构力雅克比矩阵,通过力雅克比矩阵将对机构末端多维力的控制转化为对单支链力的控制;其次,设计了单支链力模糊PID控制器;最后,在机构静态下,分别以传统PID和模糊PID控制器对6-PUS并联加载机构进行了多维力加载试验,加载力为F=(200,200,200,10,10,10)T的阶跃信号,对比发现模糊PID响应的力超调量在X、Y、Z各向均明显小于传统PID引起的超调量. 相似文献
898.
899.
阐述了太阳潮波动力学的概况,依据实际资料的统计结果指出;行星引潮力触发耀斑的效应随耀斑级别的增大而增强;对于3级及其以上耀斑,强潮汐触发较之弱触发的耀斑产出率之比高达9.33;这个重要事实在预报地球和日地空间灾害性扰动方面,会有相当大的实际价值。 相似文献
900.
论铅球投掷角度的问题 总被引:2,自引:0,他引:2
张恩光 《南京航空航天大学学报》1993,25(4):518-525
本文用推导与实验相结合的方法,研究了推力的大小与投掷角的变化对投掷效果的影响,即推力与投掷角是自变量,而出手初速度是因变量。所取得的结论是最佳投掷角的大小,因人而异,推力大则最佳投掷角应大些(但不超过40°),反之则较小。全力投掷其距离在4.5~24m范围内,对应的最佳投掷角是12°~4°。 相似文献