上升段
- RBCC高超聲速飛行器上升段軌跡快速優(yōu)化
任務(wù)需求對(duì)助推上升段動(dòng)力系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提出了許多新的要求,如較強(qiáng)的短時(shí)加速、全程多次開(kāi)關(guān)機(jī)、寬域工作能力等。與傳統(tǒng)火箭動(dòng)力相比,火箭基組合循環(huán)(rocket based combined cycle,RBCC)動(dòng)力系統(tǒng)將高推重比、低比沖的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和低推重比、高比沖的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)有機(jī)地組合在一起,具有低成本、技術(shù)先進(jìn)、使用靈活等特征,可用于執(zhí)行廣空域、寬速域運(yùn)載及新質(zhì)作戰(zhàn)等飛行任務(wù)[1-2]。然而,RBCC動(dòng)力系統(tǒng)的引入給高超聲速飛行器的上升段軌跡設(shè)計(jì)帶來(lái)了新的
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2023年6期2024-01-03
- 非能動(dòng)安全殼熱量導(dǎo)出蒸汽排放裝置實(shí)驗(yàn)研究
，U 形排放管上升段內(nèi)液位開(kāi)始上升。由于水箱容積遠(yuǎn)大于U 形排放管容積，所以可視為水箱內(nèi)液位基本保持不變。從而在水箱與U 形排放管下降段之間形成液位差，在液位差的作用下，水箱內(nèi)的水經(jīng)通道2 以一定速率注入U(xiǎn) 形排放管。U 形排放管下降段內(nèi)液位的下降以及橋管的補(bǔ)水都將使U 形排放管上升段內(nèi)液位升高。U 形排放管上升段內(nèi)液位變化就如同水柱壓力計(jì)一樣，反映了水箱內(nèi)的壓力變化。在水箱升壓過(guò)程中，隨著U 形排放管下降段內(nèi)液位的下降，其與水箱液位之間的差值在增大，橋管
應(yīng)用科技 2023年5期2023-11-13
- 液體火箭上升段制導(dǎo)方法的發(fā)展綜述*
,介紹液體火箭上升段制導(dǎo)方法的發(fā)展歷程,并展望其未來(lái)的發(fā)展方向。運(yùn)載火箭上升段制導(dǎo)是一門歷史悠久的學(xué)科。第二次世界大戰(zhàn)期間,德國(guó)“V-2”火箭就搭載了慣性導(dǎo)航器件,通過(guò)調(diào)整火箭姿態(tài)和發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)間控制火箭的飛行軌跡,初步形成了制導(dǎo)的概念。第二次世界大戰(zhàn)后,各國(guó)的航天計(jì)劃進(jìn)一步推動(dòng)了上升段制導(dǎo)的發(fā)展,逐漸形成了大氣層內(nèi)攝動(dòng)制導(dǎo)、大氣層外顯式制導(dǎo)的飛行策略,這一策略迄今為止仍被廣泛使用[1]。21 世紀(jì)以來(lái),深空探測(cè)和載人航天等任務(wù)對(duì)制導(dǎo)方法的智能自主性、任務(wù)
航天控制 2023年4期2023-09-04
- 固體助推飛行器大氣層內(nèi)閉環(huán)制導(dǎo)方法
約束的大氣層內(nèi)上升段精確制導(dǎo)是目前研究的重點(diǎn)。為了保障助推器與載荷分離時(shí)的交班點(diǎn)約束,飛行器需要在上升過(guò)程中下壓彈道飛行,并在彈道終端實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)平,該低彈道轉(zhuǎn)平特性會(huì)導(dǎo)致較大的軸向過(guò)載。此外,為了滿足載荷后續(xù)飛行條件,上升段終端攻角和動(dòng)壓需保持在一定約束范圍內(nèi)。而大氣層內(nèi)上升段存在高度較低、氣動(dòng)擾動(dòng)較大、動(dòng)壓變化劇烈等問(wèn)題,極易導(dǎo)致軌跡偏移、抖動(dòng)甚至發(fā)散,給制導(dǎo)帶來(lái)巨大挑戰(zhàn)。針對(duì)運(yùn)載器上升段制導(dǎo)問(wèn)題,學(xué)者們已經(jīng)進(jìn)行了相關(guān)研究。攝動(dòng)制導(dǎo)[3]是一類被廣泛應(yīng)用的標(biāo)
宇航學(xué)報(bào) 2023年6期2023-07-24
- 基于往返式平漂探空的FY-3D衛(wèi)星反演溫度檢驗(yàn)
流層垂直探測(cè)（上升段和下降段）和持續(xù)4 h 平流層高度的持續(xù)水平探測(cè)［15］。平漂探空采用導(dǎo)航衛(wèi)星定位，技術(shù)更先進(jìn)、數(shù)據(jù)更穩(wěn)定［16］。經(jīng)評(píng)估，平漂探空探測(cè)精度達(dá)到世界氣象組織（World Meteorological Organization，WMO）規(guī)定的突破目標(biāo)［17］。本文主要介紹利用平漂探空數(shù)據(jù)對(duì)衛(wèi)星溫度廓線和平流層大氣溫度數(shù)據(jù)的檢驗(yàn)評(píng)估。1 數(shù)據(jù)與方法1.1 數(shù)據(jù)簡(jiǎn)介1.1.1 探空數(shù)據(jù)探空數(shù)據(jù)是探空儀跟隨探空氣球升空直接測(cè)量的大氣狀態(tài)數(shù)據(jù)，是
應(yīng)用氣象學(xué)報(bào) 2023年1期2023-01-11
- 固推約束下的火星表面起飛上升制導(dǎo)律設(shè)計(jì)
無(wú)任何先例。由上升段、無(wú)動(dòng)力滑行段和入軌段構(gòu)成的三段式上升方案是一種經(jīng)典且有望實(shí)用的技術(shù)路線，但其面臨著初始起飛狀態(tài)和干擾力矩不確定性大、火星上升器質(zhì)量特性變化快和氣動(dòng)環(huán)境復(fù)雜多變等多項(xiàng)挑戰(zhàn)。最終入軌精度對(duì)于同火星軌道器的交會(huì)對(duì)接、樣本轉(zhuǎn)移等具有重要的影響，因此具有很高的要求。馬歇爾太空飛行中心對(duì)上升器的推進(jìn)方案進(jìn)行了設(shè)計(jì)與預(yù)研，由于固體方案相比于固液混合方案具有更低的起飛質(zhì)量，系統(tǒng)整體復(fù)雜度相對(duì)較低并且對(duì)工作溫度限制不敏感，能夠適應(yīng)較為復(fù)雜的環(huán)境，所以固
宇航學(xué)報(bào) 2022年11期2022-12-26
- 鋼渣細(xì)骨料混凝土單軸受壓應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系試驗(yàn)研究
應(yīng)力-應(yīng)變曲線上升段混凝土的應(yīng)變.在應(yīng)力達(dá)到約75%極限應(yīng)力之前，試驗(yàn)加載速度為0.010 mm/s；在應(yīng)力達(dá)到75%極限應(yīng)力之后，試驗(yàn)加載速度調(diào)整為0.003 mm/s.試驗(yàn)中采用DTS-530型高速靜態(tài)數(shù)據(jù)采集儀自動(dòng)采集，棱柱體試件受壓應(yīng)力-應(yīng)變曲線試驗(yàn)測(cè)試裝置如圖3所示.圖3 鋼渣混凝土棱柱體軸心抗壓試驗(yàn)裝置Fig.3 Axial compressive test apparatus for steel slag concrete prisms2 試
西南交通大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年6期2022-12-16
- 基于微分包含鎮(zhèn)定的固體運(yùn)載火箭上升段軌跡跟蹤
es，SLV）上升段制導(dǎo)一直是備受國(guó)內(nèi)外學(xué)者關(guān)注的研究方向?；跇O大值原理的間接法在理論上可以保證軌跡的最優(yōu)性[1]，然而該方法對(duì)于協(xié)狀態(tài)量初值的選取較為敏感，且由最優(yōu)條件構(gòu)成的約束方程較為復(fù)雜。相比之下，基于凸優(yōu)化的直接法可以較大程度地提高計(jì)算效率，因而廣泛應(yīng)用于上升段軌跡優(yōu)化[2]。然而，多數(shù)約束無(wú)法無(wú)損凸化，且模型不確定性對(duì)制導(dǎo)精度影響較大。對(duì)于實(shí)際飛行中存在不確定性的情況，一般在標(biāo)稱情況下采取直接法或間接法離線獲得最優(yōu)參考軌跡，然后設(shè)計(jì)軌跡跟蹤制導(dǎo)
中國(guó)慣性技術(shù)學(xué)報(bào) 2022年3期2022-09-26
- 橡膠混凝土單軸受壓下的應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系
單軸受壓情況下上升段的應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系展開(kāi)研究,并擬合出了橡膠混凝土上升段單軸應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系方程,可供相關(guān)研究參考借鑒。1 試驗(yàn)概況1.1 試驗(yàn)材料水泥為普通硅酸鹽42.5級(jí)水泥,生產(chǎn)廠家為遼寧本溪山水實(shí)業(yè)有限公司。細(xì)集料為天然河砂,含水率為1.2%,表觀密度為25 405 kg·m-3,緊密堆積密度為1 615 kg·m-3,松散堆積密度為1 460 kg·m-3,細(xì)度模數(shù)為2.83;粗集料為天然碎石,公稱粒徑為5～25 mm連續(xù)級(jí)配,含水率為2.0%,表
- 基于超聲回波能量峰值點(diǎn)擬合的氣體超聲波流量計(jì)信號(hào)處理方法
提出了基于回波上升段峰值擬合的信號(hào)處理方法。文獻(xiàn)[10]進(jìn)一步研究了回波信號(hào)的輪廓,提出了基于回波包絡(luò)擬合的信號(hào)處理方法。但是,該類方法選擇峰值點(diǎn)的方法較為復(fù)雜,導(dǎo)致算法的計(jì)算量較大,不利于系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性。從回波信號(hào)能量角度,文獻(xiàn)[11]提出了基于能量變化率的信號(hào)處理方法。該方法步驟比較復(fù)雜;并且,需要提前設(shè)定閾值。文獻(xiàn)[12]提出了能量點(diǎn)定位的方法。該方法取得了較好的效果。為了提高氣體超聲波流量計(jì)系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性和量程比,分析了回波信號(hào)能量的變化規(guī)律,并結(jié)合回
計(jì)量學(xué)報(bào) 2022年5期2022-07-12
- 基于集成學(xué)習(xí)的胎心率缺失值填補(bǔ)算法
的情況下，信號(hào)上升段、平穩(wěn)段以及下降段所能承受的最大缺失點(diǎn)數(shù)；二是以更加直觀的方式呈現(xiàn)缺失的單段數(shù)據(jù)在3種算法下的填補(bǔ)結(jié)果；三是研究多段缺失情況下，3種算法的恢復(fù)性能。使用均方根誤差(Root Mean Square Error, RMSE)、平均絕對(duì)誤差(Mean Absolute Error, MAE)以及歐氏距離(Euclidean Distance, ED)對(duì)算法的恢復(fù)性能進(jìn)行評(píng)價(jià)。2.1 單段缺失情況下，不同信號(hào)段允許缺失的最大點(diǎn)數(shù)選取100例經(jīng)
- 熱處理時(shí)間對(duì)磷石膏基復(fù)合膠凝材料劈裂抗拉性能的影響
呈直線下降，但上升段曲線斜率有所不同。熱處理時(shí)間較短時(shí)，曲線上升段斜率較緩，彈性模量較小，峰值抗拉強(qiáng)度較小，而下降段幾乎呈直線且較為短促，破壞時(shí)的脆性特征很明顯；隨著熱處理時(shí)間的延長(zhǎng)，曲線上升段斜率較陡，彈性模量和峰值抗拉強(qiáng)度較大，破壞時(shí)的脆性跌落趨勢(shì)也很明顯[16]。試件劈裂抗拉曲線下降段斜率較大，不存在擴(kuò)展段，脆性破壞表現(xiàn)很明顯，其破壞類型屬于脆性破壞。圖5 PGCM劈裂抗拉應(yīng)力-應(yīng)變曲線Fig.5 Splitting tensile stress-s
硅酸鹽通報(bào) 2022年2期2022-03-12
- 電法勘探技術(shù)在宿州市西部水源地水文地質(zhì)勘查中的應(yīng)用
測(cè)曲線中較短的上升段一般都是砂層的反映，階梯式曲線中的水平段或緩降段，大部分也是砂層的反映。根據(jù)野外所測(cè)得各點(diǎn)視電阻率值，在CAD上繪制了各測(cè)點(diǎn)的電測(cè)探測(cè)曲線,并對(duì)其探測(cè)曲線進(jìn)行分析?？膳袛喑霾煌恢蒙皩拥穆裆钜约吧皩拥暮穸?，而含水砂層較厚的區(qū)域其地下水賦存量則較為富集，進(jìn)而區(qū)分不同含水層的富水性。3.2 資料解釋與推斷如圖2所示，從1號(hào)點(diǎn)電測(cè)探測(cè)曲線分析可知，在20～40 m、90～110 m、130～150 m左右各有一個(gè)上升段，說(shuō)明該三處為砂層；40
地下水 2021年5期2021-11-10
- 渦旋壓縮機(jī)軸向動(dòng)態(tài)密封雙提前量跟蹤方法研究*
在線跟蹤時(shí),其上升段和下降段一般總處在一段略微過(guò)于提前,可以實(shí)現(xiàn)密封,而另外一段略微滯后,有泄露的缺陷;在高頻時(shí),由于其過(guò)壓余量不足,又存在泄漏風(fēng)險(xiǎn);同時(shí),誤差均方差指標(biāo)無(wú)法判斷過(guò)壓密封狀態(tài)或欠壓密封性不足的狀態(tài),仍需要對(duì)其作進(jìn)一步的改進(jìn)和優(yōu)化。本文對(duì)誤差方差和累積誤差評(píng)價(jià)的平衡特點(diǎn)進(jìn)行分析,提出以累積誤差和均方差兩種評(píng)價(jià)方法協(xié)同;提出在上升和下降段,分別采用不同的優(yōu)化提前量,進(jìn)行PID動(dòng)態(tài)跟蹤平衡的雙提前量控制;給出基于提前量跟蹤的自適應(yīng)軸向動(dòng)態(tài)密封算法
機(jī)電工程 2021年10期2021-10-27
- 基于特征放大的小波反應(yīng)堆CRDM動(dòng)作檢測(cè)
動(dòng)機(jī)構(gòu)線圈電流上升段建立模型，通過(guò)建立的模型突出動(dòng)作點(diǎn)的特征，實(shí)現(xiàn)對(duì)動(dòng)作點(diǎn)的特征放大；然后，對(duì)特征放大后的動(dòng)作點(diǎn)進(jìn)行小波分解檢測(cè)。檢測(cè)結(jié)果表明，這種方法相較于相同條件下的小波變換具有更好的辨識(shí)度。1 控制棒驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)及動(dòng)作原理控制棒驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)包含有驅(qū)動(dòng)軸、鉤爪、銜鐵、線圈等部件。控制棒驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)如圖1所示。一組控制棒驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)中包含有提升線圈、鎖緊線圈、固定線圈各一個(gè)，磁通環(huán)與線圈構(gòu)成電磁鐵，電磁鐵的通電與否可用于控制鉤爪的運(yùn)動(dòng)，三個(gè)線圈按一定的時(shí)序密切配
自動(dòng)化儀表 2021年9期2021-10-09
- 多層海洋采氣管道上升段屈曲研究
上收集。管道的上升段（立管、J型管）極易因?yàn)槭芰Σ痪鶎?dǎo)致屈曲發(fā)生的屈曲行為也亟需進(jìn)一步的研究。同時(shí)，海底管道在現(xiàn)代海洋管道系統(tǒng)中，有單管、管中管（PIP）和集束等形式管道，其中管中管（PIP）形式管道是最常見(jiàn)的。為保障管道的保溫性能與防護(hù)性能足夠通常采用管中管，即輸氣內(nèi)管加保溫層和保護(hù)層的三層套管結(jié)構(gòu)[16]，保溫層的作用是為避免輸氣過(guò)程中溫度過(guò)低，在低溫高壓條件下形成天然氣水合物進(jìn)而堵塞管道；保護(hù)層的作用是防止內(nèi)部管道受外界機(jī)械損傷和海水腐蝕。與現(xiàn)實(shí)的多
石油化工應(yīng)用 2021年8期2021-09-17
- 基于新型往返式探空觀測(cè)的下平流層重力波特征分析*
系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)“上升段（約1 h）—平漂段（約4 h）—下降段（約1 h）”3 個(gè)階段共計(jì)6 h 左右的長(zhǎng)時(shí)效觀測(cè)。其下降段可以起到加密觀測(cè)的作用，且經(jīng)過(guò)驗(yàn)證下降段數(shù)據(jù)的質(zhì)量與上升段相近（郭啟云等，2018a），平漂段可以彌補(bǔ)平流層—對(duì)流層較長(zhǎng)時(shí)效連續(xù)直接觀測(cè)的空白。且由于夏季平漂距離（放球結(jié)束點(diǎn)距放球站距離）約為300 km，文中認(rèn)為可以視上升段和下降段所測(cè)得的結(jié)果來(lái)自同一個(gè)重力波事件，并且由于主要分析的是區(qū)域統(tǒng)計(jì)特征，即使上升段和下降段所測(cè)得的不是同一個(gè)
氣象學(xué)報(bào) 2021年1期2021-03-17
- 多孔分布板對(duì)氣升式環(huán)流反應(yīng)器內(nèi)流動(dòng)和傳質(zhì)的影響
的噴射動(dòng)能以及上升段和下降段混合相密度差的存在，為反應(yīng)器內(nèi)液相的循環(huán)提供良好的推動(dòng)力和較好的混合效果。氣升式環(huán)流反應(yīng)器在化學(xué)工業(yè)中有著廣泛的應(yīng)用，已用于環(huán)己烷氧化法生產(chǎn)環(huán)己酮的工藝路線中。為了提高反應(yīng)器內(nèi)氣含率，大多數(shù)研究[1-4]集中在反應(yīng)器結(jié)構(gòu)的改造和優(yōu)化，而對(duì)內(nèi)構(gòu)件多孔分布板的關(guān)注較少。Luo等[5-6]對(duì)多孔分布板的環(huán)流反應(yīng)器進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)多孔分布板能夠增強(qiáng)氣泡破碎能力以及氣相分布均勻性，從而提高反應(yīng)器傳質(zhì)性能。目前多孔分布板的研究主要集中在實(shí)驗(yàn)
化學(xué)反應(yīng)工程與工藝 2020年5期2020-07-11
- “阿波羅”是如何返回地球的？
艙以及登月艙的上升段和下降段。如果飛船只是環(huán)繞地球軌道飛行，那么只需要一個(gè)指令艙即可，但這是去月球，航天器往返地月的時(shí)間加上月面活動(dòng)的時(shí)間一共需要十幾天，因此飛船總質(zhì)量高達(dá)40多噸。在當(dāng)時(shí)的條件下，只有“土星五號(hào)”這種巨大推力的火箭才能將“阿波羅號(hào)”飛船送入環(huán)月軌道。接下來(lái)，我們?cè)賮?lái)了解從月面返回地球的是“阿波羅”飛船的哪一部分。“ 阿波羅”飛船的登月艙分上下結(jié)構(gòu)，兩部分是獨(dú)立的，但著陸月球的時(shí)候是連在一起的。飛船落月時(shí)通過(guò)下降段緩沖著陸，而返回時(shí)飛船的上
軍事文摘·科學(xué)少年 2020年4期2020-06-08
- 跨海橋梁高樁承臺(tái)波浪沖擊荷載概率模型
荷載峰值和沖擊上升段持續(xù)時(shí)間存在指數(shù)關(guān)系。但不同模型的經(jīng)驗(yàn)系數(shù)存在較大差異。上述研究表明，采用概率方法描述隨機(jī)性明顯的波浪沖擊荷載更為合適。Copula 是一類將多個(gè)隨機(jī)變量的聯(lián)合分布和他們各自的邊緣分布連接起來(lái)的函數(shù)[17]。Copula 函數(shù)能描述變量的相關(guān)性，且不受各變量的邊緣分布形式限制[18]。Serinaldi 等[19]就采用Copula 函數(shù)描述了波浪沖擊沿海橋梁橋面板時(shí)，沖擊荷載峰值和沖擊上升時(shí)間的關(guān)系。因此，本文以跨海大橋高樁承臺(tái)為研究
工程力學(xué) 2020年6期2020-06-01
- 殘骸落區(qū)對(duì)火箭構(gòu)型影響論證
箭的殘骸落區(qū)與上升段彈道密切相關(guān)，對(duì)殘骸落區(qū)的約束將直接反映在上升段的設(shè)計(jì)上，進(jìn)而影響火箭的運(yùn)載能力。另一方面，若上升段軌道偏離最優(yōu)運(yùn)載能力軌跡，則往往帶來(lái)燃料加注規(guī)模的浪費(fèi)，在這種情況下，需要調(diào)整運(yùn)載火箭各級(jí)的加注規(guī)模，即對(duì)火箭構(gòu)型的整體方案進(jìn)行微調(diào)。由此可見(jiàn)，殘骸落區(qū)的選擇直接關(guān)系到運(yùn)載火箭構(gòu)型方案的選定。因此，有必要分析約束殘骸落區(qū)對(duì)運(yùn)載火箭上升段軌道設(shè)計(jì)及構(gòu)型的影響，為未來(lái)構(gòu)型論證工作的開(kāi)展夯實(shí)基礎(chǔ)。運(yùn)載火箭上升段軌道設(shè)計(jì)是多約束、多控制變量?jī)?yōu)化的
宇航總體技術(shù) 2020年2期2020-04-09
- 碼間多址干擾對(duì)三星上升段測(cè)控影響分析
，并結(jié)合某三星上升段測(cè)控的實(shí)際情況，分析了碼間多址干擾對(duì)測(cè)速測(cè)距、遙測(cè)及遙控等的影響，提出了應(yīng)對(duì)干擾的解決對(duì)策。1 抗碼間多址干擾分析及測(cè)試1.1 直接序列擴(kuò)頻系統(tǒng)抗碼間多址干擾分析擴(kuò)頻系統(tǒng)的處理增益又稱為擴(kuò)頻處理增益或擴(kuò)頻增益，它等于頻譜擴(kuò)展后的信號(hào)帶寬BM與頻譜擴(kuò)展前的信號(hào)帶寬Bm之比[14-16]：Gp=10lg(BM/Bm)。(1)假設(shè)偽碼擴(kuò)頻碼率為Rc，信息速率為r，則BM=2Rc,Bm=2r。根據(jù)擴(kuò)頻通信原理，滿足基帶接收機(jī)能正常工作的條件是：
無(wú)線電工程 2020年2期2020-03-04
- 上升段碼間多址干擾影響分析
星、三星和六星上升段接收衛(wèi)星遙測(cè)信號(hào)時(shí)受碼間多址干擾的實(shí)際情況，分析了影響碼間多址干擾的要素，并提出了提高抗碼間多址干擾的若干措施。1 抗碼間多址干擾分析1.1 直接序列擴(kuò)頻系統(tǒng)抗碼間多址干擾分析直擴(kuò)系統(tǒng)的處理增益可表示為[7-9]：Gp=10lg(BM/Bm)，(1)式中，BM為頻譜擴(kuò)展后的信號(hào)帶寬；Bm為頻譜擴(kuò)展前的信號(hào)帶寬。假設(shè)偽碼擴(kuò)頻碼率為R，信息速率為r，則：BM=2R，Bm=2r。干擾信號(hào)不同時(shí)，擴(kuò)頻處理增益也會(huì)相應(yīng)發(fā)生變化。通常干擾信號(hào)可分為
無(wú)線電工程 2020年3期2020-02-27
- 組合動(dòng)力運(yùn)載器上升段軌跡智能優(yōu)化方法
4-6]。設(shè)計(jì)上升段軌跡是可重復(fù)使用運(yùn)載器執(zhí)行任務(wù)的首要步驟。但對(duì)于采用組合動(dòng)力完成水平起飛、爬升加速的運(yùn)載器來(lái)說(shuō)，其動(dòng)力、氣動(dòng)、軌跡和指標(biāo)間有著很強(qiáng)的相互制約關(guān)系，并且不同動(dòng)力模態(tài)對(duì)飛行狀態(tài)和環(huán)境約束有著不同的需求[7]。因此，上升段軌跡優(yōu)化面臨著約束條件嚴(yán)苛、動(dòng)力切換頻繁、性能指標(biāo)與設(shè)計(jì)變量間映射關(guān)系復(fù)雜等問(wèn)題，求解上升段軌跡優(yōu)化問(wèn)題面臨著極大的挑戰(zhàn)。多年來(lái)，許多學(xué)者針對(duì)水平起飛運(yùn)載器的上升段軌跡優(yōu)化問(wèn)題展開(kāi)了研究。早期主要是借助簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)模型解決這類優(yōu)
宇航學(xué)報(bào) 2020年1期2020-02-19
- 注氣對(duì)低壓自然循環(huán)回路中流動(dòng)閃蒸的影響
源之間高度差及上升段和下降段之間密度差形成的驅(qū)動(dòng)力驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)循環(huán)，帶走加熱段熱量的一種流動(dòng)方式。自然循環(huán)作為非能動(dòng)安全系統(tǒng)的基本原理之一[1]，在沸水堆[2]、低溫供熱堆[3]、反應(yīng)堆非能動(dòng)安全系統(tǒng)[4?5]及其他工業(yè)領(lǐng)域[6?7]研究設(shè)計(jì)中得到高度重視。在低壓自然循環(huán)回路較長(zhǎng)上升段條件下，熱流體從加熱段中流出并向上流動(dòng)的過(guò)程中，壓力逐漸降低，當(dāng)流體溫度超過(guò)當(dāng)?shù)貕毫ο碌娘柡蜏囟葧r(shí)，會(huì)發(fā)生閃蒸現(xiàn)象，這種現(xiàn)象極易造成系統(tǒng)的流動(dòng)不穩(wěn)定。而流動(dòng)不穩(wěn)定是影響自然循環(huán)系
應(yīng)用科技 2019年6期2019-12-19
- Asian Americans have better outcomes of non-metastatic gastric cancer compared to other United States racial groups: A secondary analysis from a randomized study
形特性曲線助力上升段進(jìn)行優(yōu)化,得到如圖10所示改進(jìn)后的折線形助力特性曲線.0～Td0為零力矩區(qū)間,Td0～Td2和Td3～Tdmax為直線形力矩上升區(qū)間,Td2～Td3為曲線形力矩上升區(qū)間,Tdmax為最大力矩.Univariate analysis was then utilized to explore factors affecting overall and disease-free survival in the studied cohort.T
World Journal of Gastrointestinal Oncology 2019年12期2019-12-14
- 機(jī)載動(dòng)能攔截彈大氣層內(nèi)助推上升段自適應(yīng)設(shè)計(jì)方法
性，攔截彈助推上升段的初始狀態(tài)、飛行剖面存在很強(qiáng)的不確定性，且飛行過(guò)程中的氣動(dòng)環(huán)境變化劇烈，攔截彈本身質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、質(zhì)心位置在不斷變化，傳統(tǒng)線性控制器已不能滿足攔截彈在飛行過(guò)程中的姿態(tài)快速調(diào)整性能要求。設(shè)計(jì)能滿足任務(wù)需求的自適應(yīng)姿態(tài)控制器是本文的一個(gè)研究目標(biāo)。其次，受載機(jī)性能所限，攔截彈的初始彈道傾角較小，爬升能力受到很大限制，而目標(biāo)一般處于大氣層外，攔截彈需盡快飛出大氣層進(jìn)行主動(dòng)段中制導(dǎo)，給攔截彈助推上升段設(shè)計(jì)帶來(lái)很大挑戰(zhàn)。目前的助推上升段設(shè)計(jì)方法主要
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2019年5期2019-11-12
- 低壓自然循環(huán)系統(tǒng)流動(dòng)閃蒸過(guò)程流型研究
過(guò)加熱后，進(jìn)入上升段向上流動(dòng)時(shí)，隨著靜壓的不斷降低，會(huì)因流體過(guò)熱而產(chǎn)生閃蒸汽化現(xiàn)象。隨著汽化的不斷進(jìn)行，所呈現(xiàn)出的流型也將不斷變化。流型的確定對(duì)于準(zhǔn)確計(jì)算閃蒸誘發(fā)的兩相自然循環(huán)流動(dòng)特性有重要意義，因此有必要對(duì)閃蒸誘發(fā)的兩相流流型演變進(jìn)行分析。關(guān)于流動(dòng)閃蒸方面，國(guó)內(nèi)外相關(guān)學(xué)者已開(kāi)展了大量的研究，并取得了豐富的研究成果[2-10]。其中，在核供熱堆和沸水堆研究領(lǐng)域，一些學(xué)者著手研究了流動(dòng)閃蒸過(guò)程的流型問(wèn)題。其中，吳少融等[11]基于HRTL5實(shí)驗(yàn)回路進(jìn)行了低壓
原子能科學(xué)技術(shù) 2019年11期2019-11-06
- 50年后，美國(guó)要重返月球
艙包含下降段和上升段兩部分，現(xiàn)在的登月模式不僅人貨分運(yùn)，而且登月艙分為三部分：轉(zhuǎn)移飛行器、下降段和上升段。美國(guó)宇航局解釋說(shuō)下降上升段合二為一單級(jí)方案，發(fā)射質(zhì)量將超過(guò)50噸，超過(guò)了現(xiàn)有任何一種火箭的運(yùn)載能力。阿波羅時(shí)代下降段和上升段分置的二級(jí)方案，下降段質(zhì)量將達(dá)到32～38噸，只能用SLS Block 1B火箭發(fā)射，更便宜的商業(yè)火箭心有余而力不足，任務(wù)的發(fā)射費(fèi)用必然暴漲。三級(jí)登月艙方案上升段質(zhì)量9～12噸，下降段質(zhì)量15噸，轉(zhuǎn)移飛行器質(zhì)量12～15噸，它們都
太空探索 2019年7期2019-08-01
- 基于AMDF和DTS的洗衣機(jī)脫水階段振動(dòng)信號(hào)轉(zhuǎn)速提取
為三段，即轉(zhuǎn)速上升段、高轉(zhuǎn)速段、轉(zhuǎn)速衰減段。表1 某型洗衣機(jī)脫水階段轉(zhuǎn)速控制曲線表圖3 表1對(duì)應(yīng)的模擬轉(zhuǎn)速曲線圖4 某型洗衣機(jī)脫水階段振動(dòng)信號(hào)波形2.1 方法框架如圖5所示，對(duì)脫水段振動(dòng)信號(hào)處理時(shí)，首先進(jìn)行低通濾波及分幀預(yù)處理，采用AMDF提取出一次轉(zhuǎn)速曲線，再利用差分閾值分段處理，即可將脫水段分成轉(zhuǎn)速上升段、高轉(zhuǎn)速段、轉(zhuǎn)速衰減段。對(duì)相對(duì)低信噪比的轉(zhuǎn)速上升段和轉(zhuǎn)速衰減段再次利用低通和AMDF獲得二次轉(zhuǎn)速曲線，然后和高轉(zhuǎn)速段的一次曲線按時(shí)間順序進(jìn)行整合。最后
振動(dòng)與沖擊 2019年12期2019-07-08
- 火箭上升段滾動(dòng)時(shí)域制導(dǎo)控制一體化設(shè)計(jì)
言傳統(tǒng)的火箭上升段制導(dǎo)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)是將制導(dǎo)和姿態(tài)控制子系統(tǒng)分開(kāi)設(shè)計(jì)，通過(guò)對(duì)各子系統(tǒng)分別設(shè)計(jì)控制律再進(jìn)行反復(fù)的迭代和整合來(lái)滿足系統(tǒng)整體的性能要求[1]。這種分離設(shè)計(jì)形式已經(jīng)廣泛地應(yīng)用于火箭上升段制導(dǎo)和控制系統(tǒng)，基本可以滿足制導(dǎo)精度和控制性能要求[2-3]。然而，由于分離設(shè)計(jì)自身的局限性，針對(duì)制導(dǎo)和姿態(tài)控制子系統(tǒng)設(shè)計(jì)的控制律只能改善各子系統(tǒng)的控制性能，即使反復(fù)地協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)也無(wú)法最大程度優(yōu)化系統(tǒng)整體的控制性能，如制導(dǎo)精度、控制需求等[4-5]。制導(dǎo)控制一體化(I
宇航學(xué)報(bào) 2019年1期2019-02-15
- 基于hp-自適應(yīng)偽譜法的高超聲速飛行器上升段閉環(huán)制導(dǎo)研究
高超聲速飛行器上升段閉環(huán)制導(dǎo)方法，在飛行器運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型和約束條件模型的基礎(chǔ)上，通過(guò)數(shù)字仿真驗(yàn)證了其可靠性，文章的研究結(jié)果為高超聲速飛行器的閉環(huán)制導(dǎo)提供了有價(jià)值的參考。1 飛行器上升段建模1.1 質(zhì)心運(yùn)動(dòng)及動(dòng)力學(xué)方程飛行器在上升段平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)方程表示為：(1)式中，T為推力大小，D為阻力大小，L為升力大小，H為飛行高度，V為飛行器的飛行速度，m為飛行器質(zhì)量，Isp為燃料比沖，g0為海平面重力加速度，α和θ分別為飛行器的攻角和彈道傾角，q為俯仰角速度[5]。
計(jì)算機(jī)測(cè)量與控制 2019年1期2019-01-30
- 基于黏結(jié)滑移本構(gòu)的BFRP筋錨固長(zhǎng)度計(jì)算方法
BPE模型為：上升段：τ/τ1=(s/s1)αs≤s1(8)下降段：τ/τ1=1-p(s/s1-1)(9)殘余段：τ=τ3s>s3(10)圖2 改進(jìn)的BPE模型Fig.2 Improved BPE model在研究過(guò)程中，本文僅考慮在設(shè)計(jì)階段BFRP筋的錨固長(zhǎng)度計(jì)算，故而僅選取模型的上升段，將上升段公式(8)應(yīng)用到式(7)中得：(11)上式的邊界條件為：s(0)=0(12)(13)將邊界條件式(12)、式(13)代入式(11)中，得：(14)(15)(16
西南科技大學(xué)學(xué)報(bào) 2018年3期2018-09-27
- 液氮重力自循環(huán)系統(tǒng)的仿真及設(shè)計(jì)
部分汽化，致使上升段與下降段產(chǎn)生重力壓差，且流動(dòng)同時(shí)受摩擦阻力的限制，流動(dòng)達(dá)到穩(wěn)定時(shí)重力壓差與系統(tǒng)總阻力達(dá)到動(dòng)態(tài)平衡。國(guó)內(nèi)，重力自循環(huán)系統(tǒng)直接應(yīng)用于工程領(lǐng)域的研究，工作較少且集中在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與實(shí)驗(yàn)方面[1]。國(guó)外，Podkorytov等[2]實(shí)驗(yàn)研究了毛細(xì)力對(duì)液氮自然對(duì)流循環(huán)過(guò)程中傳熱的影響。韓國(guó)Choi等[3]、Kim和Chang[4]以及Chang[5]課題組把液氮重力自循環(huán)制冷方法用于高溫超導(dǎo)研究領(lǐng)域，他們的研究結(jié)果表明，液氮重力自循環(huán)系統(tǒng)可用于高溫超
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2018年4期2018-05-08
- 普京亮出數(shù)種高科技武器
間飛完點(diǎn)火后的上升段，而上升段是洲際導(dǎo)彈較容易被敵方反導(dǎo)導(dǎo)彈擊中的飛行階段。“薩爾馬特”導(dǎo)彈的一招“殺手锏”是飛越地球南北兩極，攻擊位于另一個(gè)半球的敵方目標(biāo)。普京表示，俄羅斯已研制出可以安裝在巡航導(dǎo)彈上的核動(dòng)力裝置，這一攜帶核彈頭的小型巡航導(dǎo)彈射程幾乎無(wú)限。普京還說(shuō)，俄已制成數(shù)臺(tái)新式水下無(wú)人潛航器，其可以深度下潛，進(jìn)行高速洲際航行，并且能攜帶常規(guī)武器和核彈。普京表示，俄羅斯還正在研發(fā)和部署超高音速導(dǎo)彈，而現(xiàn)有反導(dǎo)導(dǎo)彈和防空導(dǎo)彈追不上這種飛行器。普京表示，他
世界知識(shí) 2018年6期2018-04-23
- 立式軸流泵裝置虹吸式出水流道水力特性CFD研究
虹吸式出水流道上升段（下降段）傾角，獲得幾種典型的虹吸式出水流道，并先對(duì)其型線進(jìn)行優(yōu)化[16]，采用 CFD（computational fluid dynamics）技術(shù)，探討多工況條件下虹吸式出水流道內(nèi)水力損失及特征斷面水力性能差異，分析不同型式虹吸式出水流道內(nèi)流場(chǎng)特性以及虹吸式出水流道型式的改變對(duì)軸流泵裝置水力性能的影響。研究成果為低揚(yáng)程立式泵站采用虹吸式出水流道優(yōu)化設(shè)計(jì)提供參考。1 泵裝置模型與方法1.1 計(jì)算模型及控制參數(shù)計(jì)算模型采用虹吸式軸流泵
江蘇水利 2018年1期2018-01-26
- 尾礦庫(kù)排洪系統(tǒng)豎井深度對(duì)泄流能力的影響研究
，均可分為平穩(wěn)上升段、拐彎段、快速上升段三段，以9#底部進(jìn)水口泄流能力曲線為例，見(jiàn)圖7。圖7 9#底部進(jìn)水口流量-水頭關(guān)系曲線分段情況在曲線平穩(wěn)上升段，泄洪支洞中的水流基本為明渠流。即使隨流量增大，豎井中的水深增加，淹沒(méi)了支隧洞進(jìn)水口位置，但絕大部分支隧洞中水流仍然為明渠流，排水井自由排水，所以整個(gè)支系統(tǒng)中的排水完全由排水井控制。隨著流量和水頭增加，豎井中水位向上升高，排水井進(jìn)入到淹沒(méi)出流的狀態(tài)，此時(shí)，支隧洞中的水流還不是完全有壓，整個(gè)支系統(tǒng)的泄水能力由排
水利與建筑工程學(xué)報(bào) 2017年6期2018-01-04
- 基于粒子群的高超聲速飛行器閉環(huán)制導(dǎo)研究
最為重要的便是上升段的制導(dǎo)問(wèn)題；以X-33高超聲速飛行器模型為研究對(duì)象，提出基于粒子群算法的閉環(huán)制導(dǎo)策略，通過(guò)導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量計(jì)算得到飛行器的速度增量等飛行參數(shù)，同時(shí)解算速度和高度等信息，機(jī)載計(jì)算機(jī)根據(jù)制導(dǎo)算法在每一個(gè)制導(dǎo)周期內(nèi)在線生成制導(dǎo)指令，實(shí)時(shí)修正飛行軌跡，使飛行器最終準(zhǔn)確到達(dá)目標(biāo)位置；并對(duì)該方法的可靠性進(jìn)行了仿真驗(yàn)證；仿真結(jié)果表明，基于粒子群算法的閉環(huán)制導(dǎo)策略優(yōu)化精度高，物理概念明確，能滿足高超聲速飛行器上升段的閉環(huán)制導(dǎo)需求。高超聲速飛行器；粒子群；目
計(jì)算機(jī)測(cè)量與控制 2017年11期2017-12-15
- 基于非對(duì)稱交互多模型算法的上升段彈道估計(jì)
互多模型算法的上升段彈道估計(jì)耿林玉1，2,吳 楠1,孟凡坤1,韓佳穎2(1.解放軍信息工程大學(xué),河南 鄭州 450001;2.96669部隊(duì),北京 102208)彈道導(dǎo)彈上升段涵蓋助推段和自由段,動(dòng)力特征復(fù)雜,傳統(tǒng)跟蹤算法難以獲得其全程穩(wěn)定高精度的彈道估計(jì)。對(duì)此提出一種用于上升段彈道估計(jì)的自適應(yīng)非對(duì)稱交互多模型算法,模型集由三維當(dāng)前統(tǒng)計(jì)模型和精確動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建,并對(duì)模型狀態(tài)矢量進(jìn)行統(tǒng)一。仿真結(jié)果表明,算法實(shí)現(xiàn)了對(duì)導(dǎo)彈上升段穩(wěn)定高精度跟蹤以及關(guān)機(jī)點(diǎn)的有效檢測(cè)
指揮控制與仿真 2017年5期2017-10-20
- 基于高斯偽譜法的空天飛機(jī)上升段最優(yōu)軌跡設(shè)計(jì)*
譜法的空天飛機(jī)上升段最優(yōu)軌跡設(shè)計(jì)*張佩俊，劉魯華，王建華(國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073)針對(duì)復(fù)雜多約束條件下空天飛機(jī)上升段燃料最優(yōu)軌跡優(yōu)化問(wèn)題，提出一種基于高斯偽譜法的上升段軌跡優(yōu)化策略.依據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性將上升軌跡合理分段，使原最優(yōu)控制問(wèn)題轉(zhuǎn)化為多段最優(yōu)控制問(wèn)題后,采用高斯偽譜法進(jìn)行并行優(yōu)化計(jì)算.數(shù)值仿真結(jié)果表明采用這種軌跡優(yōu)化策略能夠滿足組合動(dòng)力系統(tǒng)工作模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)對(duì)飛行狀態(tài)的約束條件，可以在較短的時(shí)間內(nèi)完成高精度的上升段軌跡
空間控制技術(shù)與應(yīng)用 2017年2期2017-05-03
- 巧用CAXA公式曲線設(shè)計(jì)凸輪輪廓線
框圖2 等加速上升段曲線方程3 凸輪輪廓線設(shè)計(jì)方法下面運(yùn)用解析法設(shè)計(jì)一個(gè)盤形凸輪，凸輪的基圓半徑ro=30mm，推程為30mm，從動(dòng)件的運(yùn)動(dòng)規(guī)律如下：?（1）等加速上升段（曲線方程如圖2所示）（2）等減速上升段（曲線方程如圖3所示）圖3 等減速上升段曲線方程（3）等加速下降段（曲線方程如圖4所示）圖4 等加速下降段曲線方程（4）等減速下降（曲線方程如圖5所示）圖5 等減速下降曲線方程（5）曲線合成最終四段曲線方程生成圖6凸輪輪廓線，近停程和遠(yuǎn)停程由圓弧組成
河北農(nóng)機(jī) 2017年3期2017-04-21
- 超高性能混凝土單軸受壓本構(gòu)關(guān)系
應(yīng)力-應(yīng)變曲線上升段參數(shù)的計(jì)算公式.結(jié)果表明:采用《混凝土結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)規(guī)范》(GB 50010—2010)中提供的本構(gòu)方程形式計(jì)算超高性能混凝土的單軸受壓應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系是可行的;軸心抗壓強(qiáng)度在80～150 MPa范圍內(nèi),當(dāng)軸心抗壓強(qiáng)度相同時(shí),圓柱體試件對(duì)應(yīng)的峰值壓應(yīng)變較棱柱體高5.0×10-4～7.5×10-4,且軸心抗壓強(qiáng)度越高兩者差異越大;所提的峰值壓應(yīng)變、彈性模量計(jì)算公式和應(yīng)力-應(yīng)變曲線上升段參數(shù)計(jì)算公式具有較高的準(zhǔn)確性和可靠性,可用于超高性能混凝土結(jié)構(gòu)
- 開(kāi)式自然循環(huán)閃蒸不穩(wěn)定的線性均相流模型
不穩(wěn)定發(fā)生時(shí)，上升段內(nèi)出現(xiàn)間歇性的閃蒸流動(dòng)或者閃蒸起始點(diǎn)沿上升通道周期性地上下移動(dòng)，從而導(dǎo)致自然循環(huán)流動(dòng)出現(xiàn)振蕩。目前，針對(duì)開(kāi)式自然循環(huán)閃蒸不穩(wěn)定的研究多為實(shí)驗(yàn)研究［3-6］，理論分析研究也集中于采用數(shù)值解析方法進(jìn)行求解［7-8］，而采用近似分析方法對(duì)閃蒸不穩(wěn)定進(jìn)行研究的文獻(xiàn)很少［9］。本文提出了描述開(kāi)式自然循環(huán)系統(tǒng)閃蒸流動(dòng)不穩(wěn)定的線性均相流模型，并基于系統(tǒng)控制原理中的狀態(tài)空間分析方法對(duì)閃蒸不穩(wěn)定邊界進(jìn)行分析。1 數(shù)學(xué)模型建立1.1開(kāi)式自然循環(huán)閃蒸流動(dòng)物理
哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào) 2016年7期2016-10-11
- 基于間接法的上升段軌跡優(yōu)化方法研究
)基于間接法的上升段軌跡優(yōu)化方法研究吳嘉梁(北京機(jī)電工程研究所，北京100074)固體火箭上升段軌跡優(yōu)化設(shè)計(jì)具有重要的工程意義。針對(duì)此問(wèn)題，提出了一種求解上升段最優(yōu)軌跡的可行方法。在零側(cè)滑角假設(shè)下構(gòu)建飛行器模型，以推力方向?yàn)樽顑?yōu)控制量，根據(jù)極小值原理推導(dǎo)一階最優(yōu)條件。采用間接法，將真空條件下上升段最優(yōu)軌跡的解作為初值，以狀態(tài)響應(yīng)方程構(gòu)造一種迭代的方法，最后在滿足攻角過(guò)程約束下，通過(guò)同倫算法獲得真實(shí)大氣環(huán)境下的最優(yōu)軌跡。仿真結(jié)果表明，該優(yōu)化算法能夠穩(wěn)定收斂，
導(dǎo)航定位與授時(shí) 2016年2期2016-03-16
- 高延性混凝土單軸受壓本構(gòu)模型研究
加載初期，曲線上升段的應(yīng)力-應(yīng)變基本保持為線彈性關(guān)系，斜率基本保持不變；當(dāng)應(yīng)力達(dá)到抗壓強(qiáng)度的80%左右時(shí)，纖維提供的橫向約束力達(dá)到最大值，由于內(nèi)部裂縫的擴(kuò)展，應(yīng)變?cè)鲩L(zhǎng)速度加快，使應(yīng)力-應(yīng)變曲線斜率減??；試件達(dá)到峰值荷載時(shí)，纖維提供的橫向約束力失效，試件中部裂縫迅速擴(kuò)展并向上下兩端延伸，荷載迅速降低；當(dāng)應(yīng)力下降至峰值荷載的 10%～20%，應(yīng)力-應(yīng)變曲線下降段出現(xiàn)一個(gè)拐點(diǎn)(曲率最大點(diǎn))，之后曲線趨于平緩．圖2 HDC單軸受壓應(yīng)力-應(yīng)變曲線Fig.2 Unia
- 迭代制導(dǎo)在月面上升段的應(yīng)用研究
迭代制導(dǎo)在月面上升段的應(yīng)用研究鞏慶海,宋征宇?,呂新廣(北京航天自動(dòng)控制研究所，北京100854)針對(duì)迭代制導(dǎo)在月面上升段的應(yīng)用開(kāi)展研究。首先對(duì)迭代制導(dǎo)基本原理及其在運(yùn)載火箭上的應(yīng)用進(jìn)行了回顧，給出了月面上升段的動(dòng)力學(xué)模型和迭代制導(dǎo)算法模型。并通過(guò)對(duì)比應(yīng)用場(chǎng)景，深入研究了垂直起飛段和迭代制導(dǎo)段的銜接，提出了針對(duì)月面上升段特點(diǎn)、兼顧工程可實(shí)現(xiàn)性和燃料最優(yōu)的迭代制導(dǎo)應(yīng)用方案。對(duì)發(fā)射點(diǎn)參數(shù)、目標(biāo)軌道參數(shù)、迭代初值的獲取方式進(jìn)行了討論。最后以阿波羅12號(hào)飛船載人月
載人航天 2015年3期2015-12-08
- 一種改進(jìn)波形設(shè)計(jì)的LFMCW雷達(dá)多目標(biāo)檢測(cè)方法
合，而且能進(jìn)行上升段和下降段頻譜配對(duì)。仿真結(jié)果證實(shí)了該方法的有效性。線性調(diào)頻連續(xù)波；梯形調(diào)制；頻譜配對(duì)；多目標(biāo)檢測(cè)0 引 言線性調(diào)頻連續(xù)波(LFMCW)雷達(dá)是一種通過(guò)發(fā)射頻率受線性調(diào)制的連續(xù)波信號(hào)以獲取目標(biāo)參數(shù)信息的雷達(dá)體制，它具有分辨率高、無(wú)測(cè)距盲區(qū)、低截獲和結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單等一系列優(yōu)點(diǎn)[1]。近年來(lái)，線性調(diào)頻連續(xù)波技術(shù)得到了廣泛的關(guān)注和發(fā)展。在軍事領(lǐng)域，線性調(diào)頻連續(xù)波雷達(dá)在導(dǎo)彈精密末制導(dǎo)、引信、機(jī)載導(dǎo)航設(shè)備中的應(yīng)用越來(lái)越廣泛；在民用領(lǐng)域，其在環(huán)境遙感、交通管制
艦船電子對(duì)抗 2015年2期2015-03-23
- 開(kāi)式自然循環(huán)系統(tǒng)啟動(dòng)特性實(shí)驗(yàn)研究
熱段、下降段和上升段，尺寸和布置如表1所示。在上升段中，管段11和12為可視化的有機(jī)玻璃管，其他管段均為不銹鋼管。有機(jī)玻璃管與不銹鋼管之間采用快速接頭連接，并用耐高溫膠進(jìn)行密封。換熱段由三根相同的傳熱管并列組成，內(nèi)外徑分別為34 mm和38 mm。上升段和下降段中除擴(kuò)張段16的直徑為145 mm外，其余管段直徑均為50 mm。水箱氣空間與大氣環(huán)境聯(lián)通，系統(tǒng)始終處于低壓運(yùn)行狀態(tài)。自然循環(huán)回路內(nèi)布置有若干個(gè)壓力和溫度測(cè)點(diǎn)，用于測(cè)量不同位置流體的壓力和溫度，以監(jiān)
核技術(shù) 2014年4期2014-09-23
- 高超聲速飛行器上升段軌跡設(shè)計(jì)
飛行器都要經(jīng)過(guò)上升段這個(gè)過(guò)程，高超聲速飛行器也不例外.飛行器的上升段是保證飛行器能順利達(dá)到預(yù)定軌道，確保完成飛行任務(wù)的基礎(chǔ)，因此設(shè)計(jì)高超聲速飛行器的軌跡也應(yīng)從上升段著手.本文通過(guò)建立高超聲速飛行器相關(guān)的模型，采用序列二次規(guī)劃法設(shè)計(jì)并仿真了飛行器上升段的軌跡，結(jié)果表明這種優(yōu)化方法能夠適應(yīng)飛行器受到的各種飛行約束，驗(yàn)證了軌跡設(shè)計(jì)的合理性和可行性，并為高超聲速飛行器軌跡設(shè)計(jì)問(wèn)題提供了一種有價(jià)值的研究方案.1 上升段動(dòng)力學(xué)方程高超聲速飛行器發(fā)射方式有很多種，本文主
- 三極管特性曲線實(shí)驗(yàn)的回掃線問(wèn)題研究
降段回掃過(guò)快與上升段不一致造成的現(xiàn)象。其本質(zhì)是由三極管放大倍數(shù)的頻率特性和寄生電容充放電效應(yīng)所致。三極管放大倍數(shù)為可見(jiàn)β隨頻率增高而減小，且對(duì)鋸齒波來(lái)說(shuō)，存在 β上升＞β下降。寄生電容的充放電特性分析如圖2所示。在圖2(a)的鋸齒波上升段，當(dāng)Vce＞Vbe時(shí)，Cbe充電，充電電流從Ice限流電阻R流向Cbe。此時(shí)IR=β上升Ib+Icbc1，示波器的測(cè)量電流值為IR1。相反，在圖2(b)的鋸齒波下降段，因下降速度過(guò)大，頻率過(guò)高，三極管的放大倍數(shù)β變小。另外
電氣電子教學(xué)學(xué)報(bào) 2014年1期2014-08-23
- 細(xì)長(zhǎng)自然循環(huán)系統(tǒng)流動(dòng)不穩(wěn)定性實(shí)驗(yàn)研究
回路由加熱段、上升段、下降段、水箱及測(cè)量和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)組成，如圖1所示。其中水箱上部氣空間與大氣連通。在上升段和下降段各設(shè)計(jì)了兩段水平段，分別長(zhǎng)450mm和4 500mm，總的長(zhǎng)徑比約3 120。實(shí)驗(yàn)段采用電加熱，利用自耦變壓器對(duì)加熱功率進(jìn)行調(diào)節(jié)，其有效加熱長(zhǎng)度為1.3m，管內(nèi)徑為20mm。為對(duì)實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象進(jìn)行可視化觀察，減少回路中的散熱損失，除實(shí)驗(yàn)段外其余管道均采用雙層玻璃套管。實(shí)驗(yàn)工質(zhì)為水。實(shí)驗(yàn)時(shí)在水中加入示蹤劑以觀察回路中流體的流動(dòng)狀態(tài)。圖1 實(shí)驗(yàn)回路示
原子能科學(xué)技術(shù) 2014年2期2014-05-25
- 基于自然循環(huán)回路的非能動(dòng)安全殼冷卻系統(tǒng)數(shù)值模擬
汽化，此時(shí)回路上升段及部分加熱段將處于氣液兩相流動(dòng)狀態(tài)，而下降段的工質(zhì)經(jīng)水箱冷卻后重新恢復(fù)為單相狀態(tài)。圖1 PCCS原理圖Fig.1 Schematic of PCCS2 數(shù)學(xué)模型2.1 基本假設(shè)與節(jié)點(diǎn)劃分本文主要研究對(duì)象為PCCS自然循環(huán)回路和安全殼兩部分。為建立自然循環(huán)回路均相流數(shù)學(xué)模型，提出如下假設(shè)條件：1）流體為不可壓縮；2）僅考慮流體沿垂直管道的一維流動(dòng)；3）氣液兩相流速相等，且處于熱力學(xué)平衡狀態(tài)，不考慮欠熱沸騰；4）能量方程中，忽略氣液相界面的
原子能科學(xué)技術(shù) 2014年1期2014-03-20
- 非能動(dòng)IVR-ERVC試驗(yàn)裝置的流動(dòng)特性初步研究
保溫層流道）、上升段（壓力容器筒身流道）及出口段流通截面與原型相比按固定比例選取，各區(qū)段流道之間也完全按原型過(guò)渡。REPEC-II試驗(yàn)回路系統(tǒng)回路如圖1所示。圖1 REPEC-II試驗(yàn)主裝置示意圖Fig.1 Schematic diagram of REPEC-II experiment facility.利用REPEC-II試驗(yàn)裝置主要進(jìn)行ERVC流動(dòng)與傳熱相關(guān)的兩類試驗(yàn)，即臨界熱通量(Critical Heat Flux, CHF)試驗(yàn)與流道流動(dòng)試驗(yàn)。
核技術(shù) 2014年12期2014-02-06
- 基于混合粒子群法的RLV上升段軌跡優(yōu)化
解方法的設(shè)計(jì)是上升段軌跡優(yōu)化的難點(diǎn)之一，求解的基本思路是用一個(gè)或多個(gè)有限維子問(wèn)題來(lái)代替無(wú)限維的最優(yōu)控制問(wèn)題.傳統(tǒng)的最速下降法、擬牛頓法和乘子罰函數(shù)法等方法被廣泛用于最小熱載，最大荷載等軌跡優(yōu)化問(wèn)題，但普遍存在對(duì)初始值敏感等局限性.近年來(lái)，序列二次規(guī)劃法(sequential quadratic programming，SQP)和一些智能優(yōu)化方法如遺傳算法(genetic algorithm，GA)、粒子群算法(particle swarm optimiza
- 上升段高超聲速目標(biāo)預(yù)警系統(tǒng)需求分析
組成部分，分析上升段NSHT攔截作戰(zhàn)對(duì)預(yù)警系統(tǒng)的需求具有重要的意義。1 上升段NSHT 攔截的優(yōu)勢(shì)及挑戰(zhàn)NSHT 是一類飛行在距離地面20～100 km 空域的飛行器，能夠在1 h 內(nèi)對(duì)全球時(shí)間敏感目標(biāo)進(jìn)行精確打擊，具備飛行速度快(大于5 Ma）、巡航高度高(20～100 km）、突防能力強(qiáng)(RCS 可達(dá)0.01 m2）等特點(diǎn)［6］。航跡可以分為上升段、巡航段以及俯沖攻擊段。上升段攔截發(fā)生在NSHT 進(jìn)入超燃沖壓工作模式之前。攔截上升段NSHT 具有很強(qiáng)的
雷達(dá)與對(duì)抗 2013年4期2013-06-08
- 基于特征參數(shù)的吸氣式高超聲速飛行器上升段軌跡優(yōu)化①
高超聲速飛行器上升段軌跡優(yōu)化①丁洪波，蔡 洪(國(guó)防科技大學(xué)航天與材料工程學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073)針對(duì)吸氣式高超聲速飛行器上升段軌跡優(yōu)化問(wèn)題，提出并研究了基于特征參數(shù)的軌跡優(yōu)化方法。首先，建立了吸氣式高超聲速飛行器動(dòng)力學(xué)模型，給出了氣動(dòng)力和推力模型。根據(jù)上升段軌跡特性，建立了基于指數(shù)函數(shù)和多項(xiàng)式的控制變量的取值模型。該模型取決于若干特征參數(shù)，從而將一個(gè)求解泛函的最優(yōu)控制問(wèn)題轉(zhuǎn)化為求解特征參數(shù)的非線性規(guī)劃問(wèn)題，并采用序列二次規(guī)劃算法求解。針對(duì)初值敏感性，提出
固體火箭技術(shù) 2012年3期2012-07-09