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81.
基于可用能的多电飞机能量利用率分析方法 总被引:2,自引:1,他引:1
为了分析复杂多电飞机系统的能量使用情况,将模块化系统建模与可用能分析方法相结合构造出一种能量利用率分析方法。利用该方法将多电飞机系统分成动力、电力、液压、机体、防冰除冰、环境控制和座舱等子系统,在完整巡航任务剖面内计算各子系统可用能的分配和使用情况,分析相同飞行状态下不同子系统以及相同子系统在不同飞行状态下的能量利用率。所采用的燃料可用能计算公式不仅考虑了化学能还考虑了燃烧状态的影响。结果显示,多电飞机中可用能损失主要发生在发动机中,液压作动系统紧随其次;防冰除冰单元在飞机盘旋阶段的可用能效率较低,在起飞着陆阶段效率较高。 相似文献
82.
83.
下游喉道对双喉道气动矢量喷管气动性能的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
数值模拟研究了下游喉道高度H对二维双喉道气动矢量喷管(DTN)所能达到的最大矢量角的影响,并分析了不同H时喷管腔内流动的发展规律.结果表明:H对喷管推力矢量角影响较大,尤其是H大于1与H小于1的喷管腔内会出现不同的主流发展过程.当喷管腔内主流刚好发展为完全超声速,下游喉道处声速线消失时,可以获得它在所给工况下可能达到的最大矢量角;并且H大于1时可以在较少的二次流百分比下就可以达到最大矢量角,而H小于1时则需要在较高的二次流百分比下才能达到,但其最大矢量角明显大于H大于1的喷管所能达到的最大矢量角. 相似文献
84.
通过在激波风洞中开展转捩试验,选取来流马赫数分别为6和8,单位雷诺数分别为4.1×10 6m -1 、2.6×10 7m -1 和4.4×10 7m -1 的来流条件,研究马赫数、单位雷诺数以及攻角变化对钝锥边界层和平板边界层转捩位置的影响。结果表明,攻角增大使钝锥迎风面和背风面边界层转捩位置均前移,使平板边界层转捩位置也前移;钝锥边界层在低马赫数时更容易转捩,平板边界层转捩受马赫数影响在攻角有差异时有所不同;单位雷诺数的增大促进转捩,但对于钝锥边界层而言,该参数增加到试验选定的上限时,转捩位置的变化并不明显;在转捩过程中平板边界层的脉动压力系数与热流具有相同的变化趋势。试验捕捉到了第二模态扰动。 相似文献
85.
86.
本文探索了一种能多变量综合优化的方法,即对喷管进行参数化设计后,用均匀试验设计(UED)将试验样本均匀散布在设计区间内,求出各性能参数后,利用径向基神经网络(RBF)对试验样本进行拟合,再用粒子群算法(PSO)对训练好的神经网络进行寻优,找出了更好的双喉道气动矢量喷管设计参数组合.数值模拟结果显示,优化后的双喉道气动矢量喷管的矢量角有了明显提高.试验表明这种优化方法具有很好的优化能力,可以用来对喷管几何外形进行参数优化. 相似文献
87.
88.
为了研究双喉道推力矢量喷管(DTN)在非推力矢量和推力矢量情况下的内流特性,基于数值模拟的方法,计算分析了不同几何参数和气动参数对DTN的影响。结果表明,DTN在非推力矢量时,仅在落压比(ZNPR)为3~4之间才具有较高的内流性能(推力系数达0.97,流量系数为0.94),当落压比增加时,推力系数迅速下降。在推力矢量时,DTN可以获得很大的推力矢量效率(当落压比为4,引射量为3%时达到4),且推力系数也较高(0.94以上),其综合性能优于单喉道偏移和激波操纵式矢量喷管。二次流量、落压比、凹腔扩张角和收敛角、引射角度都对推力矢量状态下的DTN内流性能有着不同的影响。为了实现DTN在推力矢量和非推力矢量下都有较好的内流综合性能,所建议的设计参数为:落压比为3~4,引射量为3%,凹腔扩张角为10°左右,收敛角在20°~30°,引射角度为30°逆流引射角(β=30°)。 相似文献
89.
二元喉道倾斜矢量喷管的数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
利用数值模拟方法,对二元喉道倾斜矢量喷管进行了研究.研究了喉道单侧注气、扩张段辅助注气对喷管流场和性能的影响.研究结果表明:喉道单侧注气可以产生不对称的流动,产生矢量推力,但是推力矢量效率较低;扩张段辅助注气可以显著提高喷管的推力矢量性能;只有注气流量比较大时,才会出现典型的"喉道倾斜"现象;但是推力矢量控制效率最高的区域并不是出现在"喉道倾斜"之后,而是出现在弓形激波位置逐渐前移、扩张段注气口上游亚音速区域不断扩大的过程中. 相似文献
90.
第二范式(2NF)和第三范式(3NF)在关系数据库规范化中起着重要作用.然而,所有的文献都没有给出第二、三范式的判别算法,当关系模式属性较多或数据依赖较复杂时,很难通过手算做出正确的判断.本文首先给出判别给定属性集是否键码的算法以及求给定关系模式的所有键码和所有非主属性的算法,然后在简单刻划函数依赖特征的基础上提出2NF和3NF的判别算法.这些算法与现有文献上的各种算法一起便于在计算机上编程实现,从而使关系规范化理论变成应用软件. 相似文献