搜索结果: 1-15 共查到“航空、航天科学技术 试验验证”相关记录20条 . 查询时间(0.118 秒)
抗激光加固已经成为高速飞行器结构设计必须考虑的重要环节。目前常见的抗激光加固技术主要包括反射涂层、高导热材料、烧蚀材料和拖延传热技术。虽然现有的抗激光加固技术可以在一定程度上延缓激光破坏时间，但是由于工艺复杂、功能单一、结构效率低、力学性能差，在实际应用中仍存在一定的局限性。
卫星导航地面试验验证的平行系统方法
试验支持 性能评估,
2015/5/15
应用平行系统理论，研究全球卫星导航系统（GNSS）人工建模、计算实验和平行执行的方法。首先构建GNSS平行系统框架，分析GNSS平行系统人工建模的关键技术，提出基于代理（Agent）的导航系统实体建模方法；然后根据计算实验需求，设计GNSS平行系统在人工建模、试验支持与运行维护等方面的计算实验方法及流程。在此基础上，给出GNSS平行系统的运行模式及其平行执行过程。最后，以GNSS平行系统在人员培训...
复合材料副翼典型结构件的VARI工艺模拟及试验验证
VARI 副翼结构件 渗透率 注模模拟
2015/6/4
在复合材料液体成型工艺过程中,通过计算机软件的模拟研究,可以预先判断树脂在增强体中的流动形式和获得树脂的注模时间以及注模压力,进而为实际成型工艺提供参考设计。本文利用PAM-RTM模拟软件对复合材料副翼典型结构件的树脂流动过程进行了模拟计算。根据达西定律推导出树脂在增强纤维中一维流动渗透率计算公式,分别对增强纤维、缝线纤维进行了渗透率测试,在此基础上对渗透率数值进行了修正。利用渗透率修正值采用不同...
首先建立了带襟翼翼型的非定常气动力模型,继而基于Peters-He广义动态尾迹理论,考虑襟翼偏转对电控旋翼叶素环境的影响,建立了电控旋翼有限状态尾迹模型;进一步基于Theodorsen理论推导出电控旋翼桨叶挥舞响应与桨叶变距和襟翼操纵量的关系,综合以上建立了电控旋翼气动特性分析模型.以改进型电控旋翼试验系统为平台进行了风洞试验,测量了不同风速、不同襟翼操纵条件下的电控旋翼气动力、桨距、襟翼偏角及旋...
高超声速飞行器具有重要战略价值，但难以进行全程和整个飞行包络的真实飞行试验，基于仿真技术进行虚拟飞行试验是其总体性能分析与验证的必要手段。针对高超声速飞行器在飞行过程中总体、控制、气动、结构、动力、载荷、防热与热环境、飞行器运动学与动力学等多学科、多物理场强耦合特性，提出了高超声速飞行器高性能多物理场耦〖JP3〗合虚拟飞行试验平台体系结构，建立了高超声速飞行器多物理场耦合虚拟仿真试验模型，开发了基...
为了满足高推质比发动机的设计要求，采用渐进结构优化算法对传统涡轮盘进行了拓扑优化，确定了双辐板涡轮盘的结构形式。针对拓扑优化结果对双辐板涡轮盘进行了有限元分析和尺寸优化，使得同等应力水平下的双辐板涡轮盘比传统涡轮盘的质量降低了23.6%。通过三维旋转光弹试验验证了所提出的双辐板涡轮盘结构的合理性和相关计算的正确性。
单边膨胀喷管（SERN）是超燃冲压发动机的关键部件，由于其几何非对称，在发动机点火/熄火瞬间，SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差，影响飞行器的稳定性。现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式，但都有不利影响。本文提出了基于膨胀度可控的SERN设计的新方法，将采用该方法得到的喷管模型B与基准喷管模型A进行了对比研究，并对模型B进行缩比冷流试验，试验与数值模拟结果吻合良好。研究结果表明：飞行马赫数为...
针对国内在结构拓扑优化上理论研究多、实验验证少的现状, 采用"敏度阈值" 等优化手段获得"创新结构", 并重点开展了传统与创新结构的试验对比与分析工作. 试验结果与数值仿真不仅具有良好的一致性, 而且还得到创新结构比传统结构刚度大(10%~30%), 应力低(10%~20%) 的结果, 运用"结构能量" 概念和能量原理给出了合理的解释. 对比试验不仅验证了敏度阈值等优化技术可以获得创新结构, 也为...
弹性环金属橡胶阻尼器(MRD/ER)是本文提出的一种有别于传统挤压油膜阻尼器的新型无油润滑转子弹性支承阻尼结构,其支承刚度主要来源于弹性环和金属橡胶,并利用金属橡胶阻尼元件提供结构阻尼。该结构具有良好的线性支承刚度且对转子振动阻尼减振效果明显,其限幅凸台限制转子系统可能出现的过大振幅,保证系统安全可靠。本文对该种弹性阻尼支承结构进行结构和动力学设计,并通过刚度阻尼性能仿真计算以及相应的试验进行验证...
对4个压气机中介机匣试验件进行了试验研究,包括原型、优化模型、支板根部前掠及流道延长4种方案.试验利用压力扫描阀及气动探针对试验件进出口总温、总压,上下壁面,大支板50%叶高处的静压进行测量,分析几何结构对中介机匣性能的影响.试验结果表明:增加流道轴向距离可提高中介机匣性能;优化后中介机匣壁面型线可改善进出口总压分布;下壁面型线对流动加减速有重要影响,优化后压力分布较平稳;优化需考虑支板影响.
为探索一种适于模拟轴承腔油气两相流流动特性的数值计算模型,建立了一套简化结构的轴承腔试验装置,通过试验研究获得了不同工况对轴承腔通风口出气比例和回油口滑油温升的影响规律.应用Fluent软件,采用Mixture多相流模型和Eulerian多相流模型分别搭配标准k-ε湍流模型和RNG(renormalization group) k-ε湍流模型对选定试验工况进行数值模拟.对比结果表明:当转速为220...
航天火工机构可靠性的强化试验验证方法
航天火工机构 “应力-强度”模型 强化试验 可靠性验证
2009/11/26
针对性能参数服从正态分布的一类航天火工机构，参照“应力-强度”模型，提出了一 种强化试验的小子样可靠性验证方法。试验中将火工机构性能参数置于相对额定条件更为严 酷的条件下，用传统的成败型试验方法评估其可靠性，然后结合火工机构的力学特性推导出 它在额定条件下的可靠性。公式的计算验证表明：利用本方法，在0.95的置信度下，只需要 少于10次的试验就能够评定0.9999～0.99999的可靠性。最后，文...
阐述了机内测试(BIT)定量要求现场试验验证方法的内涵和实施流程。根据置信度水平和功能单元覆盖要求计算BIT故障检测率、故障隔离率和虚警率综合验证的样本量,根据BIT参数的单侧置信限进行合格判断。给出了数据统计判据、分类流程和统一记录表格。通过案例应用说明了该方法的可行性。
航空发动机H∞/LTR控制试验验证
航空发动机 H∞/LTR LQG/LTR 半物理模拟试验
2012/4/17
用半物理模拟试验验证了多变量鲁棒控制在航空发动机中的应用,给出了航空发动机中H∞/LTR控制模块的设计过程及注意事项。从半物理模拟试验结果可见:与LQG/LTR控制器不同,H∞/LTR控制器能在半物理模拟试验环境下稳定控制航空发动机;H∞/LTR控制器具有优良的噪声抑制功能;基于包线内一点设计的H∞/LTR控制器可适用于包线内其他区域的加力与非加力状态下的爬升、加速等仿真试验,验证了H∞/LTR方...