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301.
和第一宇宙速度载人再入飞行相比,以第二宇宙速度载人再入飞行对返回器的升阻比要求较高。文章给出了一种升阻比能够满足第二宇宙速度再入需求的返回器基本外形,分析了基本外形的气动性能以及质心位置对气动稳定特性的影响,结果表明基本外形在高超声速和亚声速下均存在第二静稳定配平点的问题。为了改善基本外形的气动稳定特性,文章提出了多种改进外形设计,包括增加稳定耳片、改变尾部外形设计等。通过数值模拟对这些改进外形的气动稳定性进行了分析,结果表明这些改进设计对于改善返回器的单点稳定特性是有效的。通过对流场特性的详细分析,对改进气动设计改善返回器稳定特性的机理进行了揭示和阐释。 相似文献
302.
303.
电源系统的稳定性是保证载人航天器在轨飞行可靠安全的要素之一。文章研究了应用混合型功率调节技术的电源系统放电调节器的建模方法,获得了系统开环传递函数,进行了仿真验证,在此基础上分析了影响放电调节器稳定性的因素,表明系统中存在过大的延迟会使系统的稳定性大幅降低甚至造成不稳定,地面试验结果验证了此结论的正确性。 相似文献
304.
研究了制导炮弹受侧向脉冲推力作用后处于大攻角情况下的非线性运动稳定性问题.应用首次积分描述了弹丸的运动方程,得到了描述攻角余弦变化的多项式,通过对多项式的分析将弹丸角运动稳定性的问题转化为求解多项式的负根问题,最后运用霍尔维茨定理给出了弹丸非线性运动稳定的充分条件,为非线性运动条件下弹丸的飞行形态的预测、脉冲执行机构的设计等问题提供了一定的理论依据. 相似文献
305.
计入畸变修正的旋翼尾迹前飞状态稳定性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
现有的旋翼尾迹稳定性分析方法在涡线过近处会得出不现实的过大发散率结果,因而存在一定的局限性。为了消除这种前飞状态下尾迹高度畸变对其稳定性分析所造成的不合理干扰,提出了一个旋翼尾迹在正弦扰动下,结合涡线畸变修正的线性化稳定性分析方法。在该方法中,将尾迹涡线离散为一系列涡元,并对其端点施加沿尾迹涡线分布的正弦扰动;考虑了桨尖涡的自诱导、互诱导以及与桨叶的干扰作用,并创新地引入在伪涡核对稳定性分析中,因尾迹高度畸变产生的不合理干扰而进行的修正。以H-34型直升机旋翼模型为例,在前飞状态下,重点计算分析了尾迹向后飘移、涡核大小和前飞速度等对旋翼尾迹稳定性的影响。研究结果表明:引入伪涡核模型可以有效地修正在涡线过近处所产生的不现实稳定性分析结果;前飞速度、涡核大小等因素会在一定条件下有限地影响尾迹的不稳定性,但都不改变前飞状态旋翼尾迹的本质不稳定性。 相似文献
306.
火箭发射时其燃烧尾焰的冲击干扰效应对发射稳定性和发射架、导流槽等地面设施有重要影响。文章采用压力隐式算子分裂算法,通过求解Navier-Stokes方程,对氢氧液体火箭发动机燃烧室内燃烧过程与尾焰流场进行了一体化数值计算,得到了火箭发射后尾焰与地面撞击产生的冲击流场。结果表明:尾焰流场计算模型、方法与结果合理;尾焰冲击干扰效应会大幅度提高地面附近的压力和温度;火箭尾焰撞击地面后,高温区出现在离地面一定距离的高温层内,此时地面附近为低速区;尾焰对其正下面的地面区域产生冲击最大,主要干扰区域集中于半径为15 m的圆形区域。 相似文献
307.
行星齿轮非线性振动系统参数稳定域的计算方法 总被引:1,自引:1,他引:0
研究了行星齿轮非线性传动系统参数稳定域计算的一般方法.该方法通过选取合理的失稳阀值,根据考查参数域内系统的运动状态选取合适的数值积分时间段,以循环套嵌的手段计算考查参数在各自范围内不同组合下的系统位移响应最大值,比较失稳阀值以判稳,参数稳定域的图形输出等5个步骤完成对行星轮系参数稳定域的计算.最后,以四自由度行星轮系纯扭转非线性振动模型为例,以行星轮输入转速、系统的齿侧间隙以及齿轮副的啮合阻尼系数为考查参数,分别计算得到了系统的单参数稳定域、双参数稳定域以及三参数稳定域,为行星轮系的设计取值提供了重要参考. 相似文献
308.
A three-dimensional compressible flow stability model is presented in this paper, which focuses on stall inception of multi-stage axial flow compressors with a finite large radius annular duct configuration for the first time. It is shown that under some assumptions, the stability equation can be obtained yielding from a group of homogeneous equations. The stability can be judged by the non-dimensional imaginary part of the resultant complex frequency eigenvalue. Further more, based on the analysis of the unsteady phenomenon caused by casing treatment, the function of casing treatment has been modeled by a wall impedance condition which is included in the stability model through the eigenvalues and the corresponding eigenfunctions of the system. Finally, some experimental investigation and two numerical evaluation cases are conducted to validate this model and emphasis is placed on numerically studying the sensitivity of the setup of different boundary conditions on the stall inception of axial flow fan/compressors. A novel casing treatment which consists of a backchamber and a perforated plate is suggested, and it is noted that the open area ratio of the casing treatment is less than 10%, and is far smaller than conventional casing treatment with open area ratio of over 50%, which could result in stall margin improvement without obvious efficiency loss of fan/compressors. 相似文献
309.
针对三维导弹-目标相对运动模型,结合反演控制、滑模控制和自适应技术,设计了一种新的自适应反演滑模末制导律。针对目标机动加速度上界难以获取的问题,将目标机动加速度视作模型的干扰,设计了一种自适应律对其进行在线估计,并将估计值补偿到制导律中。运用李亚普诺夫稳定性理论证明了系统的全局渐进稳定性和误差的收敛性。仿真结果证明了所设计的自适应反演滑模末制导律对机动目标的鲁棒性和有效性。 相似文献
310.