搜索结果: 1-9 共查到“航天器结构与设计 模态”相关记录9条 . 查询时间(0.171 秒)
近日，中国科学院空天信息创新研究院遥感卫星应用国家工程实验室研究员李正强团队关于卫星多角度偏振数据的细模态气溶胶反演研究取得进展。研究成果《一种改进的基于偏振卫星数据高分辨率细模态气溶胶反演算法：POLDER-3的应用与验证》（An improved algorithm for retrieving high resolution fine-mode aerosol based on polari...
以某通信发射塔主体为分析对象，通过Solidworks建立三维实体模型，导入有限元分析软件ANSYS Workbench进行模态仿真分析，得到了通信塔前10阶非零模态频率。进行了模拟地震作用下的位移响应谱分析，得到等效应力和方向位移云图。结果表明:通信塔的动力学特性较为复杂，模态振型具有多样性。在地震激励下，发射塔满足抗震强度要求。相关研究对该通信塔的结构优化提供了可靠的理论依据。
针对目前对模态测试优化没有一套成熟理论的问题，以某型火箭炮定向器为研究对象进行模态测试。阐 述模态测试优化的相关理论，对某火箭炮定向器的有限元模型进行模态分析，提取其模态参数，通过Matlab 编程计 算，得到最优悬挂点、测点及参考点，并通过锤击试验进行验证。结果表明：优化后的方案在取点上有理论依据， 测试更容易避开节线，能避免模态遗漏，得到更好的振型。
利用改进TW-API方法在轨辨识挠性航天器时变模态参数
模态参数辨识 大型挠性航天器 在轨辨识 时变系统
2015/8/6
考虑大型挠性部件运动导致的在轨航天器模态参数时变特性，提出一种改进的截断窗逼近幂迭代（TW-API）追踪方法。针对传统TW-API方法计算量较大的问题，改进的方法简化了数据处理中的矩阵递推过程，显著减少了在轨辨识过程的计算量和计算时间。还将该方法与经典投影估计子空间跟踪（PAST）方法和逼近幂迭代（API）递推方法进行了计算量对比与分析。为检验四种方法用于航天器模态参数辨识的效果，选取ETS-VI...
挠性卫星在轨非约束模态计算研究
挠性卫星 在轨动力学 非约束模态
2014/5/21
给出了一种适合工程应用的挠性卫星在轨模态计算分析方法：先通过地面试验对有限元模型进行校核，求出挠性附件约束模态结果，再结合整星动力学将约束模态转换成非约束模态结果。实例计算结果表明该方法能够准确计算挠性卫星在轨模态。工程中卫星在轨模态频率计算误差可在15%以内。
应用模态匹配法针对低速风扇实验台进行了前传声(圆管)和后传声(圆环管)消声声衬的优化设计,在低速风扇实验台进行消声声衬的消声效果实验验证.实验结果表明:在5000r/min转速下,设计的两套声衬对于2阶叶片通过频率(1833.33Hz)+4模态有很好的吸声效果;第一套声衬前传声插入损失为30.4dB,后传声插入损失为20.25dB;第二套声衬前传声插入损失为21.85dB,后传声插入损失为18.8...
双模态超燃冲压发动机流量匹配的临界面积法
双模态超燃冲压发动机 集总参数模型 工作模态 热力喉道 临界面积法
2014/5/19
建立基于控制体法的0-D守恒方程(流量连续方程、动量守恒方程和能量守恒方程)的热力喉道(Ma=1.0)求解集总参数模型,该模型包括了壁面摩擦模型、燃油喷射模型、燃油雾化掺混模型和化学动力学模型.并针对集总参数模型求解热力喉道的特殊性,提出了基于流量平衡的临界面积法,应用于隔离段和燃烧室的1-D流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机具有热力喉道时的各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,精确捕捉到热力...
RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验
火箭基组合动力循环(RBCC) 亚燃模态 引导燃烧 一次火箭 发动机性能
2014/5/19
针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现“热力壅塞”,从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁...