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281.
基于早期的涡轮噪声经验预测模型和涡轮噪声试验数据,对影响涡轮噪声的关键涡轮参数进行了分析,发展了改进的多级涡轮噪声经验预测模型.该模型由单级涡轮噪声计算、涡轮噪声在下游涡轮级中传播的衰减量计算和各级涡轮噪声叠加3个部分组成.采用涡轮噪声试验数据对单级涡轮噪声计算方法进行了验证.结果表明:该单级涡轮噪声计算方法的计算结果误差小于1.5dB.由试验数据拟合得到的涡轮噪声叶片排衰减经验预测模型也被应用于该改进的多级涡轮噪声经验预测模型中.与早期经验预测模型相比,改进模型的计算方法更合理,噪声预测结果更可靠. 相似文献
282.
采用全三维定常数值方法研究轴向倾斜缝径向倾角变化对某单级跨声风扇性能及内部流场的影响,在该风扇上进行了两种常用不同倾角的数值研究。数值结果表明,两种不同倾角的机匣处理都提高了风扇的失速裕度,但也使得风扇的等熵效率减小。在相同机匣结构下,45。倾角比60。倾角的扩稳效果更好,效率损失也更小。另外,还详细分析了风扇内部流场... 相似文献
283.
针对液体火箭发动机真空比冲基本不变,火箭基循环组合发动机(RBCC)比冲随着飞行条件不断变化的特点,提出了将增广拉格朗日遗传算法优化第一级飞行弹道与传统液体火箭质量估算方法估算第二级起飞质量相结合,获得水平起飞两级入轨RBCC-RKT飞行器第一级起飞质量的估算方法,为总体方案初步设计论证提供参考.通过算例,分析了一级RBCC飞行器惰性质量比、最高动压,气动特性与起飞质量之间的关系.计算表明,降低RBCC飞行器惰性质量比、提高一级飞行器最大飞行动压、提高飞行器升阻比,都能有效地降低一级起飞质量. 相似文献
284.
周建华 《南京航空航天大学学报》1986,(2)
目前,国内大多数材料试验机都比较陈旧,无等应变速度单向拉伸的自控系统。本文介绍一种在老的试验机上配置常规仪器、以进行等应变速度单向拉仲的系统。介绍此系统的原理、仪器的选择和调试方法,还结合超塑性拉伸试验对这种系统进行具体说明。此系统操作简单,成本低,能满足一般试验的精度要求。 相似文献
285.
火箭入轨通常是沿标准轨道面的飞行控制,常规发射任务只需侧向小偏航角校正,但当今一些特殊的入轨任务要求火箭制导控制能侧向大偏航角飞行,以克服较大初始侧向偏差对末级火箭入轨的影响。文中提出了一种末级火箭的侧向大偏航非线性自适应组合制导控制方法,结合土星-5火箭IMG方法和航天飞机LTG方法各自的优点,进行了大偏航角的非线性耦合补偿修正,并对动力飞行过程的迭代算法进行了鲁棒稳定性改造。基于姿态喷嘴开关控制的六自由度数值仿真表明,提出的控制策略和算法简单可靠、稳定性好、精度高,在火箭入轨控制和空间飞行器变轨控制中具有参考和应用价值。 相似文献
286.
针对实际汽车车身外覆盖件的特点,建立了其静态抗凹性试验评估方法;并以试验方法为基础,设计开发了覆盖件抗凹性自动化试验机系统.试验机系统通过集成“5个运动轴+1个加载轴”,保证了加载压头的空间调整能力和可靠加载;基于可编程多轴运动控制器(PMAC,Programmable Multi-Axis motion Controller),通过建立“PC+运动控制器”的控制系统并开发相应的软件系统,实现了对6轴试验机系统运动调整及加载的精确控制;利用近似方法,求解了覆盖件上试验点的法向矢量,并基于机器人运动学原理计算了试验机加载压头由初始位置调整到试验点法方向的运动参数,实现了加载压头的自动法向调整.通过对试验机进行计量并应用,表明试验机系统稳定可靠. 相似文献
287.
288.
289.
为了解决航天器发射过程因发射场地的地理位置约束造成的入轨夹角问题,基于火箭上面级二次点火,对航天器横向转移零速度偏差入轨弹道进行了设计。对二次点火和变射面横向转移弹道进行了研究,根据横向转移弹道特点,为简化控制程序,分时序对火箭二级非连续点火纵横向飞行程序进行了设计;并分析横向转移入轨弹道各项约束条件,建立弹道优化模型。根据弹道设计模型,以某两级液体燃料运载火箭为研究对象,对二次点火横向转移入轨弹道进行优化仿真。结果表明:入轨时刻航天器位置偏差为0.391m,速度偏差为1.277m/s,速度偏差比二次点火固定射面入轨弹道减少了737.844m/s,满足零速度偏差入轨精度要求。 相似文献
290.
随着现代飞机性能要求的不断提高,对飞机机轮轴承提出了更高的要求,研制性能更佳的机轮轴承供机轮选用已是必然趋势,本文介绍了一种采用立式液压加载系统以及对滚式的被动驱动轴承外圈旋转方式的飞机机轮轴承重负荷冲击试验机,可模拟机轮轴承在机轮上承受的径向和轴向静载荷试验、动载荷谱滚转疲劳寿命试验、冲击载荷承载能力试验、刹车制动试验等受载工况试验。 相似文献