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多电飞机直流配电系统是电功率传输的核心,由于涡轮电机的单向性,系统并不完全可逆。为了维持直流汇流条的稳定、提高能源效率,需建立相应的存储和消耗系统。研究了一种带有超级电容器的多电飞机储能系统,分析了该系统中超级电容器的作用及其控制策略,根据超级电容器本身的特性利用Matlab/Simulink软件建立相应仿真模型,并针对于飞机电网突加和突卸负载时电压不同状态设计了相应控制策略,通过仿真实验验证了带有超级电容器的混合储能系统的有效性。 相似文献
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为了有效地平抑风电场的功率波动,提高风电场的并网特性,增强风电场并网运行的经济性和可靠性,提出了一种计及储能寿命的风储电站分层优化控制策略。首先,从经济学角度分析储能系统的充放电特性,考虑不同控制方式对储能系统寿命的影响;其次,采用分层-分区控制方式对风储电站进行协调控制,上层根据电网调度需求,考虑分时电价政策对集中式储能和整个风电场级进行协调功率控制,下层考虑区域内分布式储能和多台风电机组间的协调功率控制;最后,采用改进遗传算法对分层优化控制模型求解。结果表明:所提出的基于储能寿命损耗的风储电站优化控制方法实现了风储电站中储能系统及风机出力的合理分配,在延长储能寿命的同时提高了电网对风电的消纳能力,使得整个风电场运行经济性显著提高。 相似文献
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越来越多的电力电子装置应用到多电飞机(MEA)电力系统中,导致MEA用电负荷功率呈现脉动特性,采用混合储能系统(HESS)平抑负荷功率脉动。为减少HESS重量,提出了一种高功率密度的优化配置方法。为建立负荷功率与储能介质之间的关系,提出了等效时间(ET)的概念,比较两者的ET常数作为储能系统类型选取的依据。进一步提出空间矢量法,采用能量型储能介质矢量和功率型储能介质矢量合成负荷功率,确定最优单体和截止频率,实现了HESS高功率密度配置。同时,从能量约束和功率约束两个方面进行HESS的容量的计算。最后,通过算例配置和仿真分析验证了本文所提方法的可行性和正确性。 相似文献
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混合破片战斗部杀伤元运动机理复杂,计算飞机在其打击下的易损性较为困难。利用ANSYS/LSDYNA建立混合破片战斗部威力场模型,通过后处理软件LSPREPOST筛选出威力场稳定时刻破片的速度及飞散角大小等信息,得到模拟的混合破片战斗部飞散特性数据。建立某型飞机易损性计算模型,在四种不同破片战斗部威力场下,同时考虑冲击波超压毁伤、穿透毁伤、引燃毁伤和引爆毁伤四种杀伤模式,通过编写程序计算飞机的杀伤概率。计算结果表明:在战斗部尺寸相同时,混合破片双层战斗部对飞机的杀伤概率最高,为导弹战斗部设计提供一定的理论支持。 相似文献
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针对混合动力系统能量管理问题,在Matlab/Simulink 平台下建立1.8 kW 质子膜燃料电池和锂电池部件级模型,基于部
件级模型建立燃料电池/ 蓄电池混合动力系统模型,采用有限状态机方法建立能量管理模块,制定功率需求计划进行仿真。结果表
明:质子膜燃料电池和锂电池部件模型符合实际特性,燃料电池/ 蓄电池混合动力系统模型工作正常,直流总线电压相对稳定,所
用拓扑结构具有保护储能部件的优点,系统实际功率分配符合能量管理策略。验证了燃料电池/ 蓄电池混合动力系统模型用于能
量管理策略的可行性。 相似文献
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飞机结构部件疲劳寿命预测技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为解决飞机结构部件疲劳寿命有效预测的难题,以实现视情维修,提升飞机的安全性与可靠性,本文以某型军用飞机某一关键结构部件———水平尾翼为具体研究对象,对其进行疲劳寿命预测技术研究。采用飞机结构疲劳寿命专用试验平台,对飞机水平尾翼进行长期疲劳寿命试验,得到疲劳寿命真实试验数据,运用模糊相关理论及强化函数,建立混合疲劳寿命预测模型,应用此模型对飞机水平尾翼疲劳寿命进行预测研究。试验结果表明,所设计的模型预测准确性较传统M iner模型有了很大提高,具有很好的工程实用价值。 相似文献
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有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题 总被引:3,自引:1,他引:2
有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。 相似文献
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基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明:该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。 相似文献
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LUO Cheng LIU Hua YANG Jia-ling LIU Kai-xin 《中国航空学报》2007,20(3):230-235
Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks. 相似文献
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NING Guo-dong ZHANG Shu-guang FANG Zhen-ping 《中国航空学报》2007,20(1):1-8
A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method. 相似文献
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波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面:电子化(e-Enabled)运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境(GCE)。 相似文献
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The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow 总被引:1,自引:0,他引:1
This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation. 相似文献
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Abnormal Shape Mould Winding 总被引:1,自引:0,他引:1
Fu Hongya Wang Xianfeng Han Zhenyu Fu Yunzhong 《中国航空学报》2007,20(6):552-558
为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。 相似文献
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基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展 总被引:3,自引:0,他引:3
总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。 相似文献