检索结果-南通市图书馆

应用热电制冷器的微型航天器主动温度控制及仿真

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机械工程学报 2005年第10期41卷 149-152页

作者：李运泽魏传锋袁领双王浚北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083

为了改善微型航天器的温度控制效果,介绍了一种应用热电制冷器的主动温度控制系统,建立了这种温度控制系统受控对象及辐射器温度变化的动态特性模型,并对受控对象内部热源功率发生变化时的温度控制效果进行了仿真分析。仿真结果表明:热... 详细信息

为了改善微型航天器的温度控制效果,介绍了一种应用热电制冷器的主动温度控制系统,建立了这种温度控制系统受控对象及辐射器温度变化的动态特性模型,并对受控对象内部热源功率发生变化时的温度控制效果进行了仿真分析。仿真结果表明:热电制冷器和PI控制器相结合可以简便有效地完成微型航天器内部电子设备的温度控制任务,动态特性模型为这种温度控制系统的优化设计提供了简便的数学模型。

关键词：热电制冷器微型航天器主动温度控制

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一种上单翼单转轴折叠结构方案的设计分析

工程力学 2016年第B6期33卷 270-274页

作者：王帅何景武耿立超北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191

以轻型运动飞机"梦想四号"为例,设计一种单转轴折叠上单翼。通过建立简化机翼模型,运用解析几何原理进行分析,再根据理论的求解结果调整结构分离面位置,消除机身结构干涉;通过Catia建模,DMU运动仿真消除机翼内外段结构干涉,并进行细节... 详细信息

以轻型运动飞机"梦想四号"为例,设计一种单转轴折叠上单翼。通过建立简化机翼模型,运用解析几何原理进行分析,再根据理论的求解结果调整结构分离面位置,消除机身结构干涉;通过Catia建模,DMU运动仿真消除机翼内外段结构干涉,并进行细节处的耳片结构设计以及折叠前后的机翼固定问题。该方案应用于"梦想四号"轻型运动型飞机上,只需通过一次转动,实现机翼的折叠收放,方便快速、结构简单、增重较少,在轻型运动型飞机上优势较为明显。

关键词：折叠机翼 Catia 解析几何结构优化计算机仿真模拟

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水滴撞击特性的动态图像测量方法

北京航空航天大学学报 2013年第2期39卷 254-258页

作者：刘丹阳韩雅慧王超杨春信北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191

用石膏脱模的方法制作圆柱实验件.实验采集圆柱试件表面不同位置染色过程的动态视频数据;依据圆柱驻点处色度值时序信号的增长曲线,将实验划分为欠饱和区、平衡区和过饱和区3个阶段;将平衡区RGB色度空间的色度值c与水滴撞击特性的局部... 详细信息

用石膏脱模的方法制作圆柱实验件.实验采集圆柱试件表面不同位置染色过程的动态视频数据;依据圆柱驻点处色度值时序信号的增长曲线,将实验划分为欠饱和区、平衡区和过饱和区3个阶段;将平衡区RGB色度空间的色度值c与水滴撞击特性的局部水收集系数建立关联.结果表明:平衡区的比色分布符合局部水收集系数相对驻点处β/βm分布;不同位置c值增长曲线具有相似性,缩比时间尺度1/tb分布符合数值仿真欧拉法β/βm分布的定义;实验结果与数值仿真结果对比误差率小于10%.

关键词：防冰水滴撞击特性图像处理动态测量

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S弯进气道隐身设计中弯度参数研究

西安电子科技大学学报 2009年第4期36卷 746-750页

作者：姬金祖武哲刘战合北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083

进气道是飞行器头向重点姿态角域内的强散射源.雷达散射截面减缩方法之一是将进气道设计成S弯形,以增加电磁波在进气道内反射次数,减少后向回波.在微波暗室内对系列S弯进气道进行了测试,研究上下弯折和水平弯折的进气道相对弯度对S弯形... 详细信息

进气道是飞行器头向重点姿态角域内的强散射源.雷达散射截面减缩方法之一是将进气道设计成S弯形,以增加电磁波在进气道内反射次数,减少后向回波.在微波暗室内对系列S弯进气道进行了测试,研究上下弯折和水平弯折的进气道相对弯度对S弯形进气道散射的影响.实验结果表明,垂直极化下头向雷达散射截面均值随弯度呈"W"形变化,有两个极小值;水平极化下两种弯折方式头向雷达散射截面均值变化趋势差异较大,上下弯折时呈"W"形变化,水平弯折时单调降低.总体而言,适当的相对弯度可以较好地降低进气道的后向雷达散射截面.

关键词：进气道雷达散射截面电磁散射隐身

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DSMC方法中的自适应当地时间步长法

北京航空航天大学学报 2006年第4期32卷 387-390页

作者：杜永乐阎超北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083

理论分析表明,Laux提出的DSMC(Direct Simulation of Monte Carlo)方法中的当地时间步长法尽管能够显著缩短流场达到稳定所需的CPU计算时间,提高DSMC程序的运行效率,却存在仿真分子运动和碰撞计算复杂,并需要耗费额外计算机内存的缺憾.... 详细信息

理论分析表明,Laux提出的DSMC(Direct Simulation of Monte Carlo)方法中的当地时间步长法尽管能够显著缩短流场达到稳定所需的CPU计算时间,提高DSMC程序的运行效率,却存在仿真分子运动和碰撞计算复杂,并需要耗费额外计算机内存的缺憾.对Laux的方法中仿真分子的运动处理时机提出了改进,并改变了其碰撞抽样方法,从而简化了仿真分子的运动和碰撞计算处理,避免了额外的计算机内存消耗.应用改进后的自适应时间步长法,对圆柱的稀薄气体绕流进行了采用和未采用改进的自适应当地时间步长法的对比计算.结果表明,改进后的自适应当地时间步长法能明显缩短流场达到稳定所需的计算时间,对流场模拟结果产生的影响却非常小.

关键词：稀薄气体 DSMC 自适应当地时间步长

共用支承-双转子系统振动耦合机理及响应特性

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航空动力学报 2023年第2期38卷 462-472页

作者：宋梓宇洪杰王永锋马艳红北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 北京航空航天大学航空发动机研究院北京100191

针对带有涡轮级间共用承力框架的双转子系统,采用机械阻抗理论定量描述结构质量/刚度分布特征,建立了复杂转子系统振动耦合机理模型,并提出了针对共用支承-双转子系统的振动耦合点确定方法,以及交互激励瞬态响应仿真方法。仿真结果表明... 详细信息

针对带有涡轮级间共用承力框架的双转子系统,采用机械阻抗理论定量描述结构质量/刚度分布特征,建立了复杂转子系统振动耦合机理模型,并提出了针对共用支承-双转子系统的振动耦合点确定方法,以及交互激励瞬态响应仿真方法。仿真结果表明:共用支承-双转子系统振动耦合的力学本质,是转子与支承结构振动交互作用下的动力响应耦合,既包括共用支承结构振动基础激励带来的振动耦合力学行为,又包括多转子交互激励下多频率组合的振动响应耦合力学行为。其中基础激励下耦合程度与支承机械阻抗及转子振型有关,转子间交互激励下耦合程度则受被激转子模态振型影响,被激转子刚体模态振型对基础振动敏感,在激励转子作用下更易产生转子交互激励下振动耦合。

关键词：共用支承-双转子系统振动耦合响应特性基础振动交互激励

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卫星热控系统的动态特性建模与仿真

北京航空航天大学学报 2005年第3期31卷 372-374页

作者：李运泽魏传锋袁领双王浚北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083

受控对象的动态特性是卫星热控系统设计的基础 ,为了更加简便地进行卫星热控系统的动态特性计算 ,根据卫星各部分的温度变化特点及它们之间的热量传输关系 ,将其划分为外壳、辐射器、舱内环境、关键仪器设备以及相变蓄热装置 5个集总参... 详细信息

受控对象的动态特性是卫星热控系统设计的基础 ,为了更加简便地进行卫星热控系统的动态特性计算 ,根据卫星各部分的温度变化特点及它们之间的热量传输关系 ,将其划分为外壳、辐射器、舱内环境、关键仪器设备以及相变蓄热装置 5个集总参数热控环节 ,建立起各热控环节温度变化的数学模型 .应用这一模型可以十分简便地计算内部热源强度及空间外热流变化时卫星各热控环节的温度变化趋势 ,其计算过程较常规的卫星瞬态温度场计算简单、方便 ,满足了对卫星热控系统进行仿真研究和控制策略优化的迫切需要。

关键词：仿真卫星热控系统动态特性建模

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多界面多任务下不同任务权重的目标辨认

北京航空航天大学学报 2006年第5期32卷 499-502页

作者：曾庆新庄达民北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083

武器装备人机界面设计中目标辨认问题,必须通过目标辨认的实验和评价研究加以解决.根据飞行作业中所需完成的操作任务,提出一个多界面多任务目标辨认实验方案.通过测定被试完成实验主任务的反应时间和正确探测率,研究人在不同任务权重... 详细信息

武器装备人机界面设计中目标辨认问题,必须通过目标辨认的实验和评价研究加以解决.根据飞行作业中所需完成的操作任务,提出一个多界面多任务目标辨认实验方案.通过测定被试完成实验主任务的反应时间和正确探测率,研究人在不同任务权重下对目标颜色、形状、位置的辨认情况,为人机界面设计目标编码提供科学依据.实验结果表明在需要分配人注意力的条件下,无论任务权重如何,绿色、红色和三角形是界面设计中合适的目标编码,圆形和正方形必要时可用于目标编码;人对不同位置的目标辨认受到任务权重的影响,人机界面对目标位置的设计要充分考虑任务权重因素.

关键词：探测率目标辨认任务权重反应时间

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基于能量法的缓冲器参数设计

振动与冲击 2005年第6期24卷 117-119页

作者：王明义贾玉红北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100083

通过建立起落架的运动模型及数学模型,在进行了全面的运动分析和受力分析的基础上,经过计算初步确定了缓冲器的性能参数,然后用能量法对缓冲器的参数进行了核验计算。最后通过摇臂式起落架参数的设计计算对计算过程进行了验证。

关键词：能量法摇臂式起落架缓冲器缓冲性能