上升段
- RBCC高超聲速飛行器上升段軌跡快速優(yōu)化
任務(wù)需求對助推上升段動力系統(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、全程多次開關(guān)機(jī)、寬域工作能力等。與傳統(tǒng)火箭動力相比,火箭基組合循環(huán)(rocket based combined cycle,RBCC)動力系統(tǒng)將高推重比、低比沖的火箭發(fā)動機(jī)和低推重比、高比沖的沖壓發(fā)動機(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“V-2”火箭就搭載了慣性導(dǎo)航器件,通過調(diào)整火箭姿態(tài)和發(fā)動機(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,各國的航天計(jì)劃進(jìn)一步推動了上升段制導(dǎo)的發(fā)展,逐漸形成了大氣層內(nèi)攝動制導(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,深空探測和載人航天等任務(wù)對制導(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)平特性會導(dǎo)致較大的軸向過載。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、氣動擾動較大、動壓變化劇烈等問題,極易導(dǎo)致軌跡偏移、抖動甚至發(fā)散,給制導(dǎo)帶來巨大挑戰(zhàn)。針對運(yùn)載器上升段制導(dǎo)問題,學(xué)者們已經(jīng)進(jìn)行了相關(guān)研究。攝動制導(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（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［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)評估，平漂探空探測精度達(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)對衛(wèi)星溫度廓線和平流層大氣溫度數(shù)據(jù)的檢驗(yàn)評估。1 數(shù)據(jù)與方法1.1 數(shù)據(jù)簡介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)
無任何先例。由上升段、無動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環(huán)境復(fù)雜多變等多項(xiàng)挑戰(zhàn)。最終入軌精度對于同火星軌道器的交會對接、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)雜度相對較低并且對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)采集儀自動采集，棱柱體試件受壓應(yīng)力-應(yīng)變曲線試驗(yàn)測試裝置如圖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)約束無法無損凸化，且模型不確定性對制導(dǎo)精度影響較大。對于實(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)信號處理方法
提出了基于回波上升段峰值擬合的信號處理方法。文獻(xiàn)[10]進(jìn)一步研究了回波信號的輪廓,提出了基于回波包絡(luò)擬合的信號處理方法。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。從回波信號能量角度,文獻(xiàn)[11]提出了基于能量變化率的信號處理方法。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)、平均絕對誤差(Mean Absolute Error, MAE)以及歐氏距離(Euclidean Distance, ED)對算法的恢復(fù)性能進(jìn)行評價(jià)。2.1 單段缺失情況下，不同信號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，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)野外所測得各點(diǎn)視電阻率值，在CAD上繪制了各測點(diǎn)的電測探測曲線,并對其探測曲線進(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號點(diǎn)電測探測曲線分析可知，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)無法判斷過壓密封狀態(tài)或欠壓密封性不足的狀態(tài),仍需要對其作進(jìn)一步的改進(jìn)和優(yōu)化。本文對誤差方差和累積誤差評價(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動作檢測
動機(jī)構(gòu)線圈電流上升段建立模型，通過建立的模型突出動作點(diǎn)的特征，實(shí)現(xiàn)對動作點(diǎn)的特征放大；然后，對特征放大后的動作點(diǎn)進(jìn)行小波分解檢測。檢測結(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度。1 控制棒驅(qū)動機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)及動作原理控制棒驅(qū)動機(jī)構(gòu)包含有驅(qū)動軸、鉤爪、銜鐵、線圈等部件。控制棒驅(qū)動機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)如圖1所示。一組控制棒驅(qū)動機(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，三個(gè)線圈按一定的時(shí)序密切配
自動化儀表 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程中溫度過低，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 左右的長時(shí)效觀測。其下降段可以起到加密觀測的作用，且經(jīng)過驗(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—對流層較長時(shí)效連續(xù)直接觀測的空白。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得的結(jié)果來自同一個(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
- 多孔分布板對氣升式環(huán)流反應(yīng)器內(nèi)流動和傳質(zhì)的影響
的噴射動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，而對內(nèi)構(gòu)件多孔分布板的關(guān)注較少。Luo等[5-6]對多孔分布板的環(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”這種巨大推力的火箭才能將“阿波羅號”飛船送入環(huán)月軌道。接下來，我們再來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為研究
工程力學(xué) 2020年6期2020-06-01
- 殘骸落區(qū)對火箭構(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)載火箭各級的加注規(guī)模，即對火箭構(gòu)型的整體方案進(jìn)行微調(diào)。由此可見，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)對運(yùn)載火箭上升段軌道設(shè)計(jì)及構(gòu)型的影響，為未來構(gòu)型論證工作的開展夯實(shí)基礎(chǔ)。運(yùn)載火箭上升段軌道設(shè)計(jì)是多約束、多控制變量優(yōu)化的
宇航總體技術(shù) 2020年2期2020-04-09
- 碼間多址干擾對三星上升段測控影響分析
，并結(jié)合某三星上升段測控的實(shí)際情況，分析了碼間多址干擾對測速測距、遙測及遙控等的影響，提出了應(yīng)對干擾的解決對策。1 抗碼間多址干擾分析及測試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)展后的信號帶寬BM與頻譜擴(kuò)展前的信號帶寬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)星遙測信號時(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)展后的信號帶寬；Bm為頻譜擴(kuò)展前的信號帶寬。假設(shè)偽碼擴(kuò)頻碼率為R，信息速率為r，則：BM=2R，Bm=2r。干擾信號不同時(shí)，擴(kuò)頻處理增益也會相應(yīng)發(fā)生變化。通常干擾信號可分為
無線電工程 2020年3期2020-02-27
- 組合動力運(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。但對于采用組合動力完成水平起飛、爬升加速的運(yùn)載器來說，其動力、氣動、軌跡和指標(biāo)間有著很強(qiáng)的相互制約關(guān)系，并且不同動力模態(tài)對飛行狀態(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)雜等問題，求解上升段軌跡優(yōu)化問題面臨著極大的挑戰(zhàn)。多年來，許多學(xué)者針對水平起飛運(yùn)載器的上升段軌跡優(yōu)化問題展開了研究。早期主要是借助簡化數(shù)學(xué)模型解決這類優(yōu)
宇航學(xué)報(bào) 2020年1期2020-02-19
- 注氣對低壓自然循環(huán)回路中流動閃蒸的影響
源之間高度差及上升段和下降段之間密度差形成的驅(qū)動力驅(qū)動系統(tǒng)循環(huán)，帶走加熱段熱量的一種流動方式。自然循環(huán)作為非能動安全系統(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)回路較長上升段條件下，熱流體從加熱段中流出并向上流動的過程中，壓力逐漸降低，當(dāng)流體溫度超過當(dāng)?shù)貕毫ο碌娘柡蜏囟葧r(shí)，會發(fā)生閃蒸現(xiàn)象，這種現(xiàn)象極易造成系統(tǒng)的流動不穩(wěn)定。而流動不穩(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，且飛行過程中的氣動環(huán)境變化劇烈，攔截彈本身質(zhì)量、轉(zhuǎn)動慣量、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)行主動段中制導(dǎo)，給攔截彈助推上升段設(shè)計(jì)帶來很大挑戰(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)流動閃蒸過程流型研究
過加熱后，進(jìn)入上升段向上流動時(shí)，隨著靜壓的不斷降低，會因流體過熱而產(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。流型的確定對于準(zhǔn)確計(jì)算閃蒸誘發(fā)的兩相自然循環(huán)流動特性有重要意義，因此有必要對閃蒸誘發(fā)的兩相流流型演變進(jìn)行分析。關(guān)于流動閃蒸方面，國內(nèi)外相關(guān)學(xué)者已開展了大量的研究，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)者著手研究了流動閃蒸過程的流型問題。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。美國宇航局解釋說下降上升段合二為一單級方案，發(fā)射質(zhì)量將超過50噸，超過了現(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)脫水階段振動信號轉(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對應(yīng)的模擬轉(zhuǎn)速曲線圖4 某型洗衣機(jī)脫水階段振動信號波形2.1 方法框架如圖5所示，對脫水段振動信號處理時(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。對相對低信噪比的轉(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
振動與沖擊 2019年12期2019-07-08
- 火箭上升段滾動時(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)分開設(shè)計(jì)，通過對各子系統(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)動動力學(xué)模型和約束條件模型的基礎(chǔ)上，通過數(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)動及動力學(xué)方程飛行器在上升段平面內(nèi)的運(yùn)動方程表示為：(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在研究過程中，本文僅考慮在設(shè)計(jì)階段BFRP筋的錨固長度計(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，且流動同時(shí)受摩擦阻力的限制，流動達(dá)到穩(wěn)定時(shí)重力壓差與系統(tǒng)總阻力達(dá)到動態(tài)平衡。國內(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]。國外，Podkorytov等[2]實(shí)驗(yàn)研究了毛細(xì)力對液氮自然對流循環(huán)過程中傳熱的影響。韓國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)彈上的核動力裝置，這一攜帶核彈頭的小型巡航導(dǎo)彈射程幾乎無限。普京還說，俄已制成數(shù)臺新式水下無人潛航器，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 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)流場特性以及虹吸式出水流道型式的改變對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
- 尾礦庫排洪系統(tǒng)豎井深度對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)問題；以X-33高超聲速飛行器模型為研究對象，提出基于粒子群算法的閉環(huán)制導(dǎo)策略，通過導(dǎo)航系統(tǒng)測量計(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)測量與控制 2017年11期2017-12-15
- 基于非對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)。對此提出一種用于上升段彈道估計(jì)的自適應(yīng)非對稱交互多模型算法,模型集由三維當(dāng)前統(tǒng)計(jì)模型和精確動力學(xué)模型構(gòu)建,并對模型狀態(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
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(國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，長沙 410073)針對復(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)動機(jī)的推力特性將上升軌跡合理分段，使原最優(yōu)控制問題轉(zhuǎn)化為多段最優(yōu)控制問題后,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力系統(tǒng)工作模態(tài)轉(zhuǎn)換時(shí)對飛行狀態(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，從動件的運(yùn)動規(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)間歇性的閃蒸流動或者閃蒸起始點(diǎn)沿上升通道周期性地上下移動，從而導(dǎo)致自然循環(huán)流動出現(xiàn)振蕩。目前，針對開式自然循環(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］。本文提出了描述開式自然循環(huán)系統(tǒng)閃蒸流動不穩(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開式自然循環(huán)閃蒸流動物理
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。針對此問題，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，最后在滿足攻角過程約束下，通過同倫算法獲得真實(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)變增長速度加快，使應(yīng)力-應(yīng)變曲線斜率減小；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(北京航天自動控制研究所，北京100854)針對迭代制導(dǎo)在月面上升段的應(yīng)用開展研究。首先對迭代制導(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力學(xué)模型和迭代制導(dǎo)算法模型。并通過對比應(yīng)用場景，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)檢測方法
合，而且能進(jìn)行上升段和下降段頻譜配對。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；多目標(biāo)檢測0 引 言線性調(diào)頻連續(xù)波(LFMCW)雷達(dá)是一種通過發(fā)射頻率受線性調(diào)制的連續(xù)波信號以獲取目標(biāo)參數(shù)信息的雷達(dá)體制，它具有分辨率高、無測距盲區(qū)、低截獲和結(jié)構(gòu)簡單等一系列優(yōu)點(diǎn)[1]。近年來，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
艦船電子對抗 2015年2期2015-03-23
- 開式自然循環(huán)系統(tǒng)啟動特性實(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)壓力和溫度測點(diǎn)，用于測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)過上升段這個(gè)過程，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)問題提供了一種有價(jià)值的研究方案.1 上升段動力學(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)的回掃線問題研究
降段回掃過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β隨頻率增高而減小，且對鋸齒波來說，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，因下降速度過大，頻率過高，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)長自然循環(huán)系統(tǒng)流動不穩(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450mm和4 500mm，總的長徑比約3 120。實(shí)驗(yàn)段采用電加熱，利用自耦變壓器對加熱功率進(jìn)行調(diào)節(jié)，其有效加熱長度為1.3m，管內(nèi)徑為20mm。為對實(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；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IVR-ERVC試驗(yàn)裝置的流動特性初步研究
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)有限維子問題來代替無限維的最優(yōu)控制問題.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)化問題，但普遍存在對初始值敏感等局限性.近年來，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(國防科技大學(xué)航天與材料工程學(xué)院，長沙 410073)針對吸氣式高超聲速飛行器上升段軌跡優(yōu)化問題，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力學(xué)模型，給出了氣動力和推力模型。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)控制問題轉(zhuǎn)化為求解特征參數(shù)的非線性規(guī)劃問題，并采用序列二次規(guī)劃算法求解。針對初值敏感性，提出
固體火箭技術(shù) 2012年3期2012-07-09