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101.
为解决高超声速飞行器中大气压力传感系统的多通道、高精度、强环境适应性等技术需求问题,具有耐高温、易组网、高灵敏度、抗电磁干扰等优点的光纤压力传感技术成为航空航天压力传感领域的重要研究方向。提出一种基于微型光谱仪的光纤压力高速解调技术,该技术采用基于体相位光栅和线阵光电探测器的微型光谱仪作为光谱探测单元、Actel公司的片上SoC电路系统作为智能信息处理单元,融合数字滤波、线性拟合、曲线寻峰、信号重构等数据处理算法,完成光纤压力传感器高速解调系统研制,并搭建压力检测实验平台。试验结果表明:系统的压力测量范围优于260kPa,测量精度接近0.1%F.S.,分辨率为10Pa,动态响应可达5kHz。 相似文献
102.
103.
三角翼大幅度俯仰运动非定常测压实验洞壁干扰研究 总被引:1,自引:0,他引:1
用两个几何相似大小不同的前缘后掠角 70°三角翼模型在闭口风洞中进行正弦俯仰振荡实验 ,测量三角翼模型吸力面动态压力以及风洞洞壁上最佳测压点的非定常压力。实验表明 ,三角翼模型在正弦俯仰振荡时 ,其吸力面动态压力以及洞壁上最佳测压点的非定常压力与三角翼模型上的法向力一样呈现迟滞环现象。模型展宽比 (翼展 /洞宽 )增大 ,迟滞环幅度增大 ,动态压力绝对值增大。无论上仰或下俯 ,模型展宽比 (翼展 /洞宽 )增大 ,三角翼模型吸力面涡破碎位置离前缘较远。风洞顶壁上最佳测压点非定常压力迟滞环方向与风洞底壁上对应最佳测压点非定常压力迟滞方向相反。风洞洞壁上最佳测压点非定常压力变化频率与模型正弦俯仰振荡频率一致 ,各最佳测压点间呈现时间延迟现象。 相似文献
104.
针对高超声速飞行器燃料最省上升轨迹的研究问题,为实现高超声速飞行器的燃料最省上升轨迹快速求解,对定动压情况下高超声速飞行器上升段轨迹特性进行了研究分析,给出了定动压情况下高超声速飞行器燃料最省上升轨迹的快速反解方法,总结分析了不同定动压下的上升轨迹特性,并在此研究的基础上提出了基于预置动压的高超声速飞行器上升段轨迹设计方法。该方法可以通过设计燃料最省的动压曲线,反解出该预置动压下的上升轨迹参数,得到一条近似燃料最省最优解的轨迹。仿真结果表明,经过解算得到的上升轨迹结果与高斯伪谱法得到的最优上升轨迹结果基本相似。 相似文献
105.
气体静压轴承是气浮系统的重要组成元件,其气膜自激微振动会降低气浮系统的工作精度和刚度特性。为了进一步提高气体静压轴承的工作精度和稳定性,在分析轴承内部气膜波动形成机理的基础上,开展了数值计算及实验研究。不仅验证了气旋分布规律和气旋中心压降的存在可靠性,并且有力证明了气膜支撑区域内沿流动方向存在的分区现象。结合实验进一步分析了影响高压区气旋强度和分布位置的可能因素。结果表明:供气压力、供气孔径和气腔结构都分别对气旋的位置和强度有各自不同的影响规律;而主气旋的核心位置和内外压差造成的压力脉动又会直接决定气体静压轴承微振动的强度和频率特征。 相似文献
106.
增大低温推进剂入轨时的过冷度可显著延长低温燃料在轨贮存期限.通过文献调研与理论分析,介绍了4种低温推进剂过冷度获取方案的工作过程与研究现状,分析了不同方案的优缺点,在此基础上提出了我国开展相关研究的思路.研究表明:①为了减小过冷度获取成本,应采用先加注后冷却的操作程序,且制冷系统尽可能靠近目标贮箱;②液氧、液态甲烷可通过液氮池沸腾提供过冷度;③氦气喷射预冷消耗氦气量巨大,建议仅针对小型液氢采用此技术;④热力学低温流体过冷器(TCS)技术具有总体质量轻、投入能量少等优点,在液氢过冷度获取方面具有可观的应用前景.可为我国开展低温推进剂过冷度相关研究提供参考. 相似文献
107.
光纤陀螺仪可用于测量载体相对惯性空间的角运动, 是光纤惯导系统的核
心部件。因此,要求光纤陀螺仪具有较高的精度和良好的环境适应性。光纤环是光纤陀
螺仪的角速度敏感部件,光纤环受到环境因素影响,将导致光纤陀螺仪精度下降,因此
需要对光纤环采取适当的保护措施。分析了气压变化导致光纤陀螺仪零偏稳定性变差的
机理: 环境气压的急剧变化, 会使光纤环上产生附加应力, 造成光纤的折射率分布不
均,导致光路产生非互易性相位差,使光纤陀螺仪零偏产生漂移,零偏稳定性变差;并
提出了对光纤陀螺仪进行密封的措施来抑制该效应。经试验验证,采用此密封设计后,
光纤陀螺仪在变气压环境中的零偏稳定性改善了近10 倍。 相似文献
108.
飞行器从地面上升到太空的过程中所经历的大幅度环境参数变化,会导致飞行器及机载设备出现"超热"、"过冷"和"热分层"等现象。为得到不同环境压力下的关键参数--自然对流换热系数,本文搭建了一个能提供不同气压和环境温度的封闭试验舱,对在不同压力环境(0.0001,0.01,0.1,0.2,0.5,1,10,50 kPa和常压)下几种固定加热量(75,150,300 W/m2)的竖直平板散热进行了实验研究,通过对辐射散热和对流散热的分析比较,获取不用工况下气体的对流换热系数。结果表明:对流换热系数在绝对气压小于1 kPa时非常小,可以视作为0;在绝对气压大于1 kPa时,对流换热系数随压力的升高呈2次方增加;通过对环境物理参数的无因次化处理,得到的准则式方程可用于1~100 kPa的环境压力。 相似文献
109.
分开排气式喷管喷流噪声预测及试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为揭示涡扇发动机分开排气式喷管喷流噪声的频谱分布和指向特性,对喷管缩比模型远声场喷流噪声进行了预测及试验研究,并开展了全尺寸喷管基准型及锯齿型喷流噪声的预测工作。结果表明:采用Tam & Auriault方法可以预测出喷流噪声的声压级值和空间指向分布,喷流噪声具有明显的指向性。与基准型喷管相比,锯齿型喷管具有良好的降噪效果;内外涵锯齿型喷管在中低频段的降噪效果优于内涵锯齿型喷管,在高频段的降噪效果差于内涵锯齿型喷管;在本文研究参数范围内,指向角小于88°时内外涵锯齿型喷管总声压级(OASPL)值高于内涵锯齿型喷管。 相似文献
110.