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901.
S/VTOL(short/vertical take-off and landing)战斗机用推力矢量喷管是飞机实现短距起飞垂直降落,摆脱对跑道的依赖,减小航母的设计难度,及显著提高飞机机动性能的关键技术,已成为第4代战斗机和战斗机用航空发动机的设计标志。结合不同时期推力矢量喷管的特征和不同战斗机对推力矢量的技术要求,对短距起飞垂直降落战斗机用矢量喷管的结构特点、工作原理及发展状况进行了归纳及总结。详细提出了S/VTOL战斗机用推力矢量喷管的关键技术,并对开展S/VTOL战斗机用矢量喷管技术研究提出建议。 相似文献
902.
903.
904.
《固体火箭技术》2021,44(5)
为了获得变推力发动机用高压强指数聚叠氮缩水甘油醚(GAP)推进剂配方,采用靶线法研究了氧化剂的种类、粒径及配比、燃速催化剂的种类及含量、以及增塑比对GAP推进剂静态燃烧性能的影响规律,采用?118标准试验发动机对GAP推进剂进行了动态燃烧性能测试。研究表明,通过综合因素调节获得了一种高压强指数GAP推进剂配方,且当燃速催化剂RC-4含量1%时,GAP推进剂在1~15 MPa范围的动态压强指数高达0.66,满足变推力发动机对推进剂压强指数的要求,同时高压区间(9~15 MPa)的动态压强指数为0.51,低于1~15 MPa的压强指数,这有利于推进剂在高压范围内的稳定燃烧,为变推力发动机在高压范围内的正常工作提供依据。 相似文献
905.
二元非对称喷管可调方案试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对某二元非对称喷管提出了两种可调方式(方案A和方案B),开展了不同落压比(NPR)的喷管风洞试验,获得了喷管壁面压力分布和流场纹影。根据风洞试验条件,进行了详细的三维数值模拟研究,并与试验结果进行对比,两者吻合良好,验证了本文所采用的数值模拟方法的可靠性。根据数值模拟与试验结果,得出了两种方案推力性能的差异。其中,方案B(喉道和出口面积均可调节)较方案A(仅喉道面积可调节)面积膨胀比更接近喷管理想膨胀比,因此方案B推力性能较好。在落压比为3.8时,方案B较方案A推力系数提高了8%。 相似文献
906.
柔性关节空间机械臂在太空中的操作问题与几个因素有关,其中最重要的因素之一是关节的弹性振动.为了克服这种弹性振动带来的影响,提出了一种基于模型预测控制方法的双连杆柔性关节空间机械臂对目标跟踪的控制策略.首先,利用欧拉-拉格朗日公式进行动力学建模;然后,提出一种连续线性化模型预测控制方法,并将其应用于非线性柔性关节空间机械臂的模型中;最后,通过数值仿真来验证本文所提出方法的有效性. 相似文献
907.
908.
909.
针对多旋转关节空间太阳能电站构型,利用基于能量等效原理的连续体等效方法将其等效为柔性梁模型,并考虑重力梯度影响,建立了姿态运动与结构振动的耦合动力学模型;结合Runge-Kutta 法和Newmark法的优点,提出了适用于求解姿态运动与结构振动耦合动力学方程的改进算法,相比于经典Runge-Kutta 法大幅提高了效率;利用改进算法得到了不同参数下的动力学响应。在此基础上,推导了结构振动量级随结构尺寸的六次方量级增加的规律,仿真结果表明尺寸过大引发不稳定现象;分析了姿态运动和重力梯度对结构振动频率和振幅的影响;发现了姿态运动周期受结构柔性影响而增大的现象,这种现象在低轨以及大初始姿态角下影响更为明显。 相似文献
910.