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变几何涡扇发动机几何调节对性能的影响 总被引:9,自引:3,他引:6
本文以高推重比涡扇发动机为研究对象,利用所建立的以变几何部件特性为基础的变几何加力涡扇发动机性能模型,详细计算和分析了风扇和高压压气机静子叶片角度、高压和低压涡轮导向器喉道面积4个几何参数的调节对发动机性能的影响。结果表明,在本文计算条件下调节风扇静子叶片角度对发动机性能有显着影响,调节其它3个参数对性能影响不大,但可在控制主要部件在其高效率工作点方面发挥作用。 相似文献
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针对先进高推重比涡扇发动机采用的调节规律进行了研究。通过对采用不同调节规律下的混合加力涡扇发动机非安装性能进行对比,分析了高推重比发动机采用的调节规律的优越性。 相似文献
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运载火箭并联双机是一种常见的发动机推力矢量控制(Thrust Vector Control,TVC)方案,发动机与伺服机构可组合出不同的控制布局。针对液体运载火箭典型的4种并联双机摆发动机控制布局,开展了故障动力学建模仿真研究,基于运载火箭比例微分(Proportional Differential,PD)姿控方法,比对分析了不同故障模式的姿控配平结果,优选了并联双机摆发动机控制布局,最后应用控制重分配技术验证了故障下放宽滚动通道性能策略的有效性,结果表明不同的推力矢量布局故障适应能力不同,姿态重构技术在发动机推力较大故障下仍可保证运载火箭良好的姿控性能与稳定能力。 相似文献
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为改善高超声速进气道唇口激波/附面层干扰诱导的肩部流动分离,从膨胀波及激波理论出发,推导出了膨胀波效应影响下的斜激波附面层干扰理论公式,获得了影响斜激波诱导分离的主要因素:膨胀角梯度、激波角及波前马赫数。在此基础上,开展了膨胀波效应影响下的流动分离控制研究,给出了膨胀波效应影响下斜激波诱导分离的判别及预测方法。结果表明:增大激波入射点处膨胀角梯度,可以显著减小甚至消除肩部流动分离;随着激波角增大,激波强度及逆压力梯度增加,分离区尺寸显著增大。而波前马赫数对分离区尺寸的影响不显著;在进口马赫数3.57~5.18,唇罩角度6°~10°范围内,当激波入射点处逆压比梯度小于250 m-1时,斜激波诱导的流动分离消失,可为改善超声速/高超声速进气道内流道流动分离提供技术支撑。 相似文献
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大椭圆轨道挠性卫星姿态快速机动控制研究 总被引:1,自引:1,他引:0
对具挠性附件的大椭圆轨道卫星快速姿态机动控制进行了研究。针对此类卫星的非线性姿态动力学特点,用非线性矩阵二阶系统形式建立了卫星刚体与柔性结构模态耦合的动力学模型,用反馈非线性化将其转换为一类多胞线性参变系统。针对该系统设计线性状态反馈控制律实现区域极点配置,将相应控制律参数的求解转换为线性矩阵不等式约束下的凸优化问题。仿真结果表明:所提控制方法可同时实现挠性卫星的快速机动控制和挠性振动的有效抑制,能满足大椭圆轨道运行的挠性卫星完成不同观测区域切换的姿态控制任务。研究为大椭圆轨道挠性卫星的小角度快速机动控制提供了理论支撑。 相似文献
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