搜索结果: 16-30 共查到“知识库 航空、航天推进系统”相关记录247条 . 查询时间(2.37 秒)
小型电动垂直起降飞行器推进系统性能分析
电动推进系统 垂直起降飞行器 悬停续航时间 载荷能
2014/9/28
小型电动垂直起降飞行器的悬停续航性能取决于推进系统的性能。基于电池、电机、电调的质量模型和螺旋桨的推力-功耗关系，利用电池的恒流放电模型建立了垂直起降飞行器的续航时间评估模型，分析了推进系统参数和有效载荷对飞行器续航性能的影响规律，研究结论可用于电动垂直起降飞行器的总体设计和推进系统选型。
RBCC燃烧室超声速反应混合层特性的大涡模拟
火箭基组合循环燃烧室 支板火箭 超声速反应混合层 大涡模拟
2014/8/4
以飞行马赫数为4.5Ma的RBCC发动机典型工作状态为研究背景，采用大涡模拟研究了支板火箭射流和空气来流形成的超声速反应混合层的掺混燃烧过程，获得了燃烧室内详细的流场结构和流动特征，分析了强射流条件下超声速反应混合层的特性。结果表明由于速度梯度的存在，火箭射流进入燃烧室后与空气来流形成环形剪切层，剪切层内丰富的旋涡结构主导火箭射流和空气来流的掺混燃烧，随着湍流能量的串级输运，化学反应过程中释放的能...
液滴发生器均匀液滴生成过程的动态特性
液滴发生器 动态特性 传递矩阵 航天器热控
2014/7/31
为了提高液滴发生器生成均匀液滴的稳定性，研究了液滴生成过程的动态特性。在传统射流表面波不稳定性理论的基础上，考虑液滴发生器动态特性的影响，建立了组合动力学模型，确定了传递函数与传递矩阵，并就Re数与We数等对射流表面波增长率的影响以及喷嘴长径比对液滴生成过程动态特性的影响规律进行了分析。采用丙二醇作为液体工质进行了计算与试验校验，结果表明当生成的液滴速度大于19m/s时，组合动力学模型计算得到的最...
航空时敏制导炸弹增程弹道组合优化设计
时敏制导炸弹 弹道组合优化 自适应进化粒子群 最优控制
2014/7/27
为增强航空时敏制导炸弹在中制导段的滑翔能力，将极小值原理与自适应进化粒子群算法相结合，提出了一种适用于航空时敏制导炸弹增程弹道的组合优化设计方法。基于纵向平面内质心运动模型，推导了性能指标泛函及各不等式约束函数。引入Lagrange乘子矢量并建立相应的Hamilton函数实现无约束泛函极值问题的转换，推导出兼顾各优化目标函数的满意优化模型。利用自适应进化粒子群算法对该段增程弹道进行了攻角与弹翼张合...
利用TDLAS技术评估火箭基组合循环发动机试验性能
火箭基组合循环 可调谐二极管激光器吸收光谱技术 性能估计 参数测量 地面试验
2014/7/23
针对宽范围工作的火箭基组合循环（RBCC）发动机推力、比冲和燃烧效率等性能难以通过关键参数的实时测量直接计算的问题，提出利用可调谐二极管激光器吸收光谱（TDLAS）技术实现发动机燃气温度、H2O组分浓度和速度多参数同时实时在线非接触式激光光谱测量方法，搭建用于RBCC地面试验性能分析的时分复用-扫描波长TDLAS系统。通过试验获得的(7444.352+7444.371)/7185.597cm...
大型整流罩地面分离仿真预示与试验研究
整流罩分离 流固耦合 CEL算法 地面分离试验
2014/7/9
首先利用弹簧效能系数折减法对某大型整流罩的弹性有限元模型进行合理简化，然后基于耦合欧拉-拉格朗日（Coupled EulerianLagrangian, CEL）算法对其地面分离试验进行仿真预示，获得了整流罩分离过程中的流场分布规律和分离特性，并分别与传统方法及地面试验进行对比，发现基于CEL算法的仿真结果比传统方法更接近试验结果，可作为工程应用的参考方法。
导弹尾罩分离运动不确定性分析
尾罩分离 不确定性分析 蒙特卡洛法 Morris筛选法
2014/4/28
为了检验实际条件下导弹尾罩分离运动可能存在的风险，建立了基于凯恩方程的分离过程多体动力学模型与基于关键点-碰撞边界相对位置判断的碰撞检测模型，采用蒙特卡洛方法与Morris筛选法对输入参数存在随机偏差时尾罩分离运动受到的影响进行了不确定性分析，通过蒙特卡洛法得到了分离运动状态的散布特性，通过Morris筛选法得到了各输入变量的影响程度排序。研究结果表明：尾罩分离方案的可靠性较高，在输入参数存在偏差...
针对只有两台离子推力器进行寿命试验,试验结果为极少失效数据的情况,建立了一种离子推力器整机可靠性评估方法.通过引入区间统计量的概念,充分开发从最后一个失效数据继续试验到没有发生产品失效这一重要试验信息,由高斯-马尔科夫定理计算出寿命分布参数的最佳线性无偏估计,并给出离子推力器可靠度和寿命的单侧置信下限.最后,对美国NASA研制的型号为XIPS-13的离子推力器进行可靠性评估,得出了其寿命需求100...
通过分析发动机反推力系统适航规章25.933、相关的适航咨询通告和背景资料,以及民用飞机反推力系统空难事故,获得了反推力系统设计的总体安全性要求,为国内反推力系统的安全性设计提供了重要的指导.运用系统安全性评估的方法对某型号反推力系统的初步方案进行了分析.结果表明:系统架构设计中存在单一故障导致反推力装置意外打开,不满足反推力系统总体安全性要求.为了消除该单一故障,提出了将同步锁的控制独立于反推控...
极板构型对脉冲等离子体推力器性能影响
脉冲等离子体推力器 极板形状 极板张角 性能
2013/12/24
极板是脉冲等离子体推力器（PPT）的关键部件之一，极板构型对PPT性能有重要影响。分析表明：保持极板其他参数不变，增大极板张角或减少极板末端宽度都会提高推力器效率的理论上限。以理论分析为指导，分别对采用矩形、梯形和舌形三种形状极板的0°、28°、54°和74°张角共12套极板的PPT性能进行了实验研究，结果表明：对于不同形状的极板，极板张角对PPT性能的影响呈现出不同的规律；元冲量和单脉冲烧蚀质量...
影响激光化学微推进推力性能的主要因素为激光和推进工质的参数。对不同厚度的自研制双基药复合工质进行了推力性能的实验研究。实验中，激光焦斑为50 μm，激光功率密度为4.74×104 W/cm2. 实验发现随着工质厚度的增加，工质的冲量耦合系数有渐增的趋势，而比冲有渐减的趋势。将激光功率提高近1倍，选用功率为1.80 W的半导体激光器，25 μm厚的双基药复合工质的冲量耦合系数和比冲分别达到了130....
通过风洞试验研究了在低雷诺数下加装格尼襟翼的小展弦比机翼气动特性，机翼展弦比为1.67，格尼襟翼为1%~4%弦长高度，试验雷诺数分别为2.0×105和5.0×105.天平测力和表面测压的试验结果表明：低雷诺数下小展弦比机翼加装一定高度的格尼襟翼后，升力系数明显提高，加装1%弦长高度的格尼襟翼还能够提高机翼的升阻比.这是因为在试验雷诺数下，合适高度的襟翼在提高了机翼升力的同时并未显著增大机翼阻力.对...
针对磁悬浮刚性转子系统，提出了一种基于在线动平衡的磁轴承参数辨识方法。采用已知大小和相位的不平衡质量作为激振源，根据动平衡仪测得的转子不平衡响应，求得磁轴承位移刚度和电流刚度。利用某型磁悬浮控制力矩陀螺对该方法进行了实验验证，得到了一定转速范围内的磁轴承位移刚度和电流刚度，证明了该方法的正确性和实用性。实验结果表明，外转子型磁轴承位移刚度和电流刚度随转速的增加而下降明显。
热推力器层板换热芯流固耦合传热与流动仿真
热推进 流固耦合 层板换热 数值仿真
2013/1/11
热推进技术采用小分子量气体作为推进剂可以获取较高的比冲，是具有巨大应用前景的空间推进技术，而提高热推力器换热芯换热效率是目前亟待解决的问题。本文设计了基于层板结构的换热芯，结合层板结构的传热特点与流固耦合传热理论，对层板换热芯传热和工质流动进行了模拟计算。根据耦合传热理论，将层板与工质的导热简化为系统内部边界条件，通过仿真计算得到了层板流固耦合温度场和流场分布特性，工质可以被加热至2300K以上，...