动力下降

摘要： 1维修技巧1-巧辨水冷机窜气故障进入新世纪以来,水冷摩托车,如图1所示,因其比功率大、冷却效果好等特点,受到广大摩托车驾驶员的青睐。但随着工作时间延长,市场在用车中摩托车过热故障不时出现。质其具体表现为:发动机温度超过正常的工作温度,曲轴箱等机件发烫,动力下降,车辆加速性能变差,并伴有近似于摩擦声音出现,即使关闭点火开关,发动机也会因温度过高自行点火运转。

摘要： 一辆CL125T-3水冷坐式摩托车(仿本田CH125,如图1所示)行驶48000多km,出现动力下降现象,去某维修站更换了气缸、活塞及环等零件,复装后动力没有任何改善。再逐项进行检查,发现磁电机飞轮存在失磁现象,更换新件后,故障仍旧。接着,又更换了同一厂家生产的电子点火器、高压包和定子总成,仍然没有排除故障,最高车速只有40km/h左右。用户无奈之下,只得另选一正规摩托车站进行全面检查。

摘要： 过了“大锅盖”,离目标点只剩下最后的200多公里,这时的海拔已达3400米。空气稀薄,缺氧造成发动机燃烧不完全,车辆烟囱开始冒黑烟,动力下降明显,再加上持续上坡,雪面更加松软,行车依旧很是艰难。幸好,我们一路上已经消耗了很多油料。

摘要： 故障现象一辆2018款丰田凯美瑞混合动力车,搭载2.5 L自然吸气发动机(型号为A25B),累计行驶里程约为3.6万km。车主反映,车辆高速行驶过程中突然出现抖动,接着动力不足,同时组合仪表上的多个故障灯点亮,且提示"请检查发动机"。故障诊断接车后试车,起动发动机,发动机工作正常。用故障检测仪(GTS)检测,发现发动机控制单元(ECM)中存储有故障代码"P008700油轨/系统压力-太低"和故障代码"P12D501燃油泵控制General Electrical Failure(一般电气故障)",由此怀疑该车燃油供给系统工作异常。

摘要： 轨迹优化与制导技术是实现火星表面精确着陆的核心技术之一.文章对典型的火星着陆探测任务进行了分析,阐明了火星着陆轨迹优化与制导技术所面临的挑战.在此基础上,回顾了近年来火星着陆轨迹优化与制导技术的研究现状.最后,对未来火星着陆探测轨迹优化与制导技术的发展方向进行了展望.

摘要： 王者之“心”主战坦克最怕上高原,这里空气稀薄,容易缺氧,导致动力下降。不论你在平原多么灵活机动,上了高原都只能缓慢行驶,遇上崎岖的山路,更是一不小心就趴窝。而15式坦克拥有量身定制的高性能发动机,在高原上也能保持60千米/时的速度,且发动机无须预热,随时启动随时能战。在海拔数千米的青藏高原,它从容自若,向世界展示顶级的给合战力。

摘要： 针对行星大气进入、动力下降过程动力学环境及约束条件等进行了分析,回顾了近年来行星着陆轨迹优化的研究现状.在此基础上,结合行星着陆轨迹优化技术在动力学特征、约束条件、不确定环境方面的特点,从非线性动力学的等价/近似变换技术、复杂约束条件下的最优轨迹快速求解技术、不确定条件下的能控/能达性分析技术三个方面,对行星着陆轨迹优化的关键技术进行了梳理.

摘要： 随着气田数字化建设和增压生产的需要,集气站用电设备增多,从2011年开始使用80k W及以上的天然气发电机组(以下简称发电机组)用于更替18RZ、30RFZ、35RZG等老旧发电机组。随着80k W以上发电机组使用时间的增长,发电机组相继出现气缸压力低、动力下降、烧机油、配气机构异响、曲轴油封漏油等故障。

摘要： 本发明涉及一种用于无级变速装置(1)在压紧力下降时的紧急运行方法，其中无级变速装置(1)具有发动机侧的锥轮对(2)和从动侧的锥轮对(3)，其借助于在相应的锥轮对(2，3)之间借助于期望的压紧力(4)轴向压紧的带机构(6)以传输扭矩的方式彼此连接，其中紧急运行方法至少具有如下步骤：a.检测施加的压紧力(5)与期望的压紧力(4)的临界偏差；b.检测从动侧的扭矩；和c.在存在施加的压紧力(5)与期望的压紧力(4)的临界偏差时，使发动机侧的扭矩适应于检测的从动侧的扭矩。此外，本发明涉及一种动力总成。借助在此提出的紧急运行方法和对应地设计的动力总成，无需过多的结构空间需求可以可靠地防止无级变速装置由于压紧力下降造成的重大的损坏。

摘要： 本无动力托盘自动下降装置，包括外框架、下降架、缓冲器和配重块，所述下降架纵向设于所述外框架上口处中部，且其底部横向中间处两侧设有两个压块，所述两个压块中部设有通孔，两个通孔之间活动贯穿有一根导向转轴，所述导向转轴的两端固定在外框架上中部横向两侧的支柱上；所述导向转轴上方的下降架顶部设有缓冲器，所述缓冲器前侧的下降架的前臂两侧面内侧均设有一排用于滚动驱动托盘的滑轮，其后侧的下降架的后臂端部连接有所述配重块。本无动力托盘自动下降装置是通过弹簧和配重块作为动力，无需外部气源或电源提供动力，为纯机械机构，并且作业时无需操作，比气动和电动提供动力的动作还要快，也节约成本。

摘要： 本实用新型涉及一种无动力滚筒带刹车带自动下降的升降机，包括剪刀叉升降机、滚筒以及滚筒刹车组件，所述剪刀叉升降机的框架上排列满所述滚筒，在所述滚筒底端安装有所述滚筒刹车组件，该滚筒刹车组件包括皮带、皮带固定板、气缸、带自锁的脚踏阀以及皮带固定座，所述皮带一端固定在所述皮带固定板上，并且该皮带固定板安装在剪刀叉升降机的框架一端，所述皮带另一端固定在所述皮带固定座上，该皮带固定座与安装在剪刀叉升降机的框架另一端的气缸的伸缩轴固定连接，所述气缸通过电线与所述带自锁的脚踏阀电性连接，本实用新型结构简单，能够省事省力，提高工作效率。

摘要： 一种火星动力下降段减弱动力学系统误差的两步滤波方法，它包括以下步骤：一、建立工程实际方程；二、给定初始值；三、状态量滤波；四、动力学系统偏差滤波；五、更新相关系数、校正状态估计和动力学偏差估计；六、令k=k+1，返回步骤三往下进行，直到k等于火星动力下降段时间截止对应的时刻T时，即火星着陆器着陆为止，至此完成火星动力下降段减弱动力学系统误差的两步滤波方法。本方法统筹考虑了火星动力下降过程中，非线性、非高斯随机系统在动力学系统误差条件下的航天器位置速度估计问题。通过该方法在计算过程中引入对动力学系统误差进行估计和补偿，减弱了动力学系统误差对滤波引起的导航误差，有效保证航天器在火星动力下降段的位置速度估计。

摘要： 本发明涉及一种基于落点预测的动力下降轨迹规划在线触发方法，属于再入返回着陆飞行器动力下降制导技术领域；步骤一、对飞行器气动减速段的飞行速度进行判别；当飞行速度低于速度门限A，进入步骤二；步骤二、采用软着陆轨迹规划方程组预测落点位置[ry(tf),rz(tf)]；步骤三、根据预测的落点位置，实时计算航程预测值Spredicted和航程期望值Sdesired；步骤四、当航程预测值Spredicted小于航程期望值Sdesired时，按气动减速段继续飞行；当航程预测值Spredicted大于等于航程期望值Sdesired时，进入步骤五；步骤五、建立在线轨迹规划模型，求出最优解，完成在线规划；本发明能够有效避免不合理的初始触发条件，从而提高返回着陆在线轨迹规划技术的可靠性，进一步提高返回着陆的安全性与成功率。

摘要： 火箭动力下降着陆过程快速轨迹优化方法。本发明公开的燃料最优动力下降着陆快速轨迹规划方法，属于火箭制导领域。本发明实现方法为：对动力下降飞行进行动力学建模并量纲归一化，建立三维无量纲动力学方程；把动力学方程的自变量从时间转化为高度；引入动力下降飞行所需的约束，建立燃料最优的动力下降着陆的最优控制问题；将原始最优控制问题中的非线性动力学方程处理成线性的动力学方程；将一部分的非线性性保留，转化为约束。将非凸约束进行凸化，建立一个凸的最优控制问题；将其在非均匀离散点用四阶Runge‑Kutta方法进行离散，建立二阶锥规划问题；通过迭代求解二阶锥规划问题，直到收敛，即实现动力下降着陆飞行的轨迹规划。本发明有高效的优点，能够提高火箭动力下降段着陆安全性和可靠性。

摘要： 本发明涉及一种着陆器动力下降姿态控制方法，尤其涉及一种着陆器动力下降期间的液体晃动抑制姿态控制方法，属于航天器姿态控制技术领域。该方法针对动力下降段液体晃动抑制问题，采用两个滤波系数不同的观测器，分别估计缓慢变化的发动机干扰力矩和发动机干扰力矩与晃动干扰力矩之和。根据两种估计干扰力矩一段时间的历史值，判定干扰力矩状态和观测器估计状态，选择一种干扰力矩估值，进行姿控控制前馈补偿，提高了姿态控制精度。

摘要： 本发明公开的保证收敛的火箭动力下降段实时轨迹规划方法，属于火箭回收制导领域。本发明实现方法为：考虑非线性的气动阻力和推力的大小与方向的约束条件，建立一个以推力大小和方向为控制量的火箭动力下降段的着陆最优控制问题模型；通过问题降维、问题分解和提前规划某些状态变量使得问题简化，再结合合适的凸化方法，进而将原问题转化为无约束的凸优化问题和二阶锥规划问题；最后通过求解凸优化问题和二阶锥规划问题得到飞行轨迹和推力大小和方向的变化策略。本发明充分利用可靠高效的凸优化算法，在主频为3.6吉赫的普通台式机上计算时间约为15‑30毫秒，得到的解接近燃料最优，且方法一定收敛，能够实现火箭动力下降段着陆轨迹的可靠实时规划。

摘要： 一种火星动力下降段减弱动力学系统误差的两步滤波方法，它包括以下步骤：一、建立工程实际方程；二、给定初始值；三、状态量滤波；四、动力学系统偏差滤波；五、更新相关系数、校正状态估计和动力学偏差估计；六、令k=k+1，返回步骤三往下进行，直到k等于火星动力下降段时间截止对应的时刻T时，即火星着陆器着陆为止，至此完成火星动力下降段减弱动力学系统误差的两步滤波方法。本方法统筹考虑了火星动力下降过程中，非线性、非高斯随机系统在动力学系统误差条件下的航天器位置速度估计问题。通过该方法在计算过程中引入对动力学系统误差进行估计和补偿，减弱了动力学系统误差对滤波引起的导航误差，有效保证航天器在火星动力下降段的位置速度估计。

摘要： 本发明提供的一种基于末端误差的火箭子级回收着陆段动力下降制导方法，涉及火箭制导回收方法，通过非线性气动力下的PDG问题转化为SOCP问题求解，以解决非线性气动力下火箭子级垂直回收着陆段动力下降制导问题。该发明计算代价低，计算资源占用少，能够有效压制特定方向位置误差，在合理假设下能使子问题可行，并且解具有可解释性；同时在火箭上处理器等国产设备上运行的程序全部为自主研发，仅有在通用设备进行预处理时需使用开源软件的计算结果。