搜索结果: 16-30 共查到“知识库 航空器结构与设计其他学科”相关记录116条 . 查询时间(6.719 秒)
双目标约束下的航空发动机分布式控制系统最优保成本容错控制
执行机构故障 保成本控制 容错控制 相容性理论
2014/8/11
针对带参数摄动、Markov时延、数据丢包和外部干扰的航空发动机分布式控制系统，研究了当执行机构发生部分失效故障时的被动容错控制问题，在H∞性能指标和成本性能指标双重约束下设计了最优保成本容错控制器.首先对系统模型中的各不确定参数进行量化描述，并在此基础上建立整个闭环系统的增广模型；其次证明了双目标约束下闭环系统渐进稳定的充分条件，并给出保成本容错控制器的设计方法；基于双目标相容性理论，得到最优保...
基于固液火箭发动机固体药柱燃速与药柱通道氧化剂质量流率的关系,推导分析得出:在2s短工作时间内或者药柱通道直径增大10%的情况下,燃烧室压力与其氧化剂质量流量成正比.因此通过试验测量的燃烧室压力可计算得到发动机转级或者关机拖尾段中的氧化剂质量流量.据此,计算发动机拖尾段消耗的燃料质量,消除发动机拖尾段燃料消耗对平均燃速的影响,可以修正常用的计算试验燃速的起止点平均法.利用此方法对两种试验推进剂组合...
针对某固体火箭发动机工作末期出现的压力振荡现象开展了数值研究与线性预估.通过有限元方法得到了燃烧室空腔的声模态及固有声振频率,轴向1阶与2阶声振频率随燃面退移先减小后增大;利用大涡模拟方法分析了燃烧室内的流场特性及压力振荡特性,振荡频率与试验结果一致,判定该发动机出现了以轴向1阶声振频率为主导的不稳定燃烧;其次分析了发动机内阻尼特性,其阻尼随燃面退移不断减小;最后通过不稳定燃烧线性理论解释了该发动...
常数机动载荷对航空发动机转子系统振动特性的影响
常数机动载荷 水平盘旋 俯冲拉起 航空发动机 Jeffcott转子系统
2014/5/16
考虑了一个带有非线性弹性支承的偏置圆盘Jeffcott转子系统，研究了常数机动载荷对该系统振动特性的影响.通过数值计算发现：常数机动载荷取不同值时，系统的幅频特性曲线可能出现滞后区变窄、消失以及二次跳跃现象；频率比不同值时，系统振幅与常数机动载荷关系曲线差别较大，在特定转速下，先将常数机动载荷缓慢增加至一定值，再缓慢降低至零，可能引起系统由小振幅稳态解跳跃至大振幅稳态解而无法恢复；转子轴心偏移量随...
一种考虑薄壁散射效应的声学计算模型
薄壁边界元 气动声学 离散频率噪声 轴流风扇
2014/5/15
采用薄壁边界元/FW-H理论混合方法建立了考虑薄壁声学散射效应的数值计算模型。这种声学计算模型可以预测存在薄壁如风扇机匣、蜗壳等条件下的声波的传播及散射问题。计算模型的建立主要包含噪声源的计算和声源的传播两方面:首先建立FW-H的频域方程,并采用计算流体力学方法计算流场,通过流场数据计算气动噪声源;然后采用薄壁面边界元法计算固壁对声波的散射,并计算声波在固壁散射后的声场分布。数值计算结果和实验结果...
二维柱坐标系中守恒的保球对称的中心型拉氏方法
中心型拉氏方法 保球对称性 二维柱坐标系
2014/5/15
提出了一种Godunov型中心型拉氏方法，用于求解二维柱坐标系中的可压缩多介质Euler方程组，该方法完全在体积控制体上离散，不仅保证质量、动量和总能量守恒，且该方法在二维柱坐标系中保一维球对称；并且对一维球对称问题在球对称网格划分下，精度测试表明该方法具有一阶精度，算例显示方法非常有效。
针对航天器上传感器故障可能导致状态估计错误的问题，提出了一种基于证据理论的多传感器融合与故障识别方法。该方法采用证据距离与冲突质量的乘积来度量证据间的冲突大小。在证据的融合中先根据冲突大小计算每个证据的可信度，并根据可信度大小修正证据，再用D\|S规则进行融合。该冲突度量方法综合了证据间目标一致性与整体差异性的影响，在具有较强的不确定性和不可靠性的情况下，比仅采用证据距离或冲突质量来度量证据间冲突...
针对高频段大型反射面天线对电性能的高要求，必须降低太阳热辐射对天线的影响。先计算一天中太阳入射角度的变化规律，再基于I\|DEAS软件仿真，得到一天中各时刻天线反射面上的温度、热应力场、热变形分布，然后针对阴影对天线结构的重要影响，以“分点分段”的形式给出不同时刻温度在反射面上的分布及其影响程度和规律，为工程人员进行天线的温度补偿和结构优化提供了依据。
直升机振动主动控制通常使用惯性作动器,一般惯性作动器的附加重量要占到机体重量的4%～5%才有较好的控制效果。压电叠层作动器(PSA)作为轻质、高效的执行元件用于直升机振动主动控制可有效地降低附加重量、提高控制性能。本文将压电叠层作动器用于直升机振动主动控制,并提出了机身/压电叠层作动器耦合优化法。采用基于频率响应函数的子结构法建立了直升机机身结构/压电叠层作动器的耦合频域方程,以最小化被控加速度响...
针对空间用谐波减速器的传动性能受多种因素影响且这些因素又相互作用的实际情况,选用XB1-60-150型谐波减速器,采用交互正交试验方法,进行了谐波减速器传动性能热真空试验,考察了转速、环境温度、负载扭矩和润滑方式等因素及其耦合作用对谐波减速器传动效率的影响.通过极差分析和方差分析研究了各因素及其耦合作用对传动效率的影响敏感性,两种分析方法得到的试验结果一致.结果表明,在置信度p=99%时,转速和环...
在翼面早期设计阶段,为了快速有效地评估结构变化对力学和气动弹性特性的影响,亟需一种基于物理特征的结构分析模型。基于对多栅格式弹翼结构典型组件梁、肋腹板和蒙皮建模的相关研究,针对机翼结构,发展了针对梁、肋凸缘以及长桁的建模方法。对模拟边界条件的弹簧的刚度选取进行了详细研究,得到了刚度值的建议选取范围。将等效板模型推广应用到典型机翼结构的静力学、动力学以及静、动气动弹性分析中。通过与有限元计算结果比较...
周边桁架可展开天线小冲击展开过程设计
可展开天线 展开过程设计
2014/4/15
提出了周边桁架可展天线展开过程的一种轨迹设计方法。通过优化方法选择贝塞尔曲线作为驱动索的输入运动轨迹，保证了展开角加速度的连续性并有效降低其峰值，从而达到了减小天线所受冲击的目标。通过数值仿真对比得出结论，天线的展开过程应是一个无中间匀速状态的先加速后减速过程。
针对挠性航天器执行器卡死与失效故障的姿态稳定控制问题,提出一种改进型滑模容错控制策略。与传统的滑模控制相比,该方法能削弱传统滑模控制中抖振现象对姿态控制精度的影响,且它采用自适应技术在线估计系统中的不确定参数,从而保证控制性能对外部干扰、不确定甚至时变转动惯量具有良好的鲁棒性。该控制器并不需要任何在线或离线的故障信息,能够完全独立于地面站的支持。基于Lyapunov方法从理论上证明了该控制器不但能...