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81.
提出了一种利用压力面与吸力面间压差产生射流旋涡的被动流动控制技术以改善压气机叶栅的气动性能,在进口马赫数Ma=0.67的高速扩压叶栅上验证了其有效性。结果表明,射流旋涡可有效增强吸力面附面层与主流间的能量交换,改变下游壁面涡的结构和尺寸,推迟流动分离,减小角区损失。当射流距分离线或端壁较近时,当地较厚的附面层使得旋涡上洗区的掺混损失增加;而射流距分离线或端壁过远时均会减弱下洗区能量注入对角区低能流体的影响;指向端壁的射流会增加壁面涡强度,而沿远离端壁方向过大的偏角则会减弱射流旋涡强度,从而减弱其控制效果。当射流轴向距叶片前缘xj/cx=40%、沿叶高距端壁h/H=15%、射流偏角β=60°时,其改善栅内流动的效果最佳,总压损失减小可达5.2%,而射流流量仅相当于主流的0.27‰。 相似文献
82.
83.
为了探究不同攻角下单孔以及双孔射流旋涡发生器(VGJs)对高速扩压叶栅气动性能的影响和作用机理,采用数值模拟的方法对栅内气动性能参数以及端区流动分布进行了较为详细的分析。数值结果表明:单孔以及同向双孔射流均具有较好的变攻角特性,随着攻角的增加控制效果先显著增加然后略微降低,在2°攻角条件下,VGJs使得总压损失降低最为明显,单孔射流达到11.0%。反向双孔射流的控制效果较差,在-4°攻角条件下甚至出现了3.9%的总压损失增长。采用射流旋涡发生器,射流旋涡(JV)将通道涡分成两部分,靠近吸力面的次生通道涡(PVⅡ)很快汇入角区,端壁展向涡(SV)消失,吸力面分离被推迟,但吸力面上的展向运动显著增强,叶栅通道内的二次流动得到有效控制。 相似文献
84.
着舰过程中风切变对PIO的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了舰尾风场作用下的舰载机着舰安全性问题。建立了风切变影响下的舰载机模型,研究了风切变在舰载机着舰过程中对驾驶员诱发振荡(Pilot Induced Oscillation, PIO)的影响,研究了重新构型的舵机速率限制器在舰尾风场环境中对PIO的抑制作用。仿真结果表明,舰载机在着舰下滑过程中风切变对PIO的影响有限,但会使舰载机突然出现短暂的“点头”现象,导致驾驶员以高增益操纵飞机,造成作动器速率达到饱和,从而诱发PIO。采用带反馈及旁通的舵机速率限制器与速率限制器前置滤波器相配合,对由飞机操纵系统中的非线性特性引发的PIO有较好的抑制效果。 相似文献
85.
根据飞机纵向PIO的特点,提出了预测分析PIO所用的人-机闭环系统数学模型,其中飞机采用等效系统数学模型,驾驶员操纵采用McRuer模型,参数按地面人-机模拟飞行跟踪试验确定,集中介绍了四种飞机纵向PIO预测准则,Smith-Geddes准则,修正带宽准则,增益,相位裕度准则,Neal-Smith原则,并提供了相应的计算方法。 相似文献
86.
研究了一个新型混沌振荡电路,分析了该电路的非线性机理。通过对该电路产生的混沌振荡电压作相关性、游程性统计和雷达模糊函数特性分析,发现它们的特性非常逼近于理想白噪声特性,从而揭示了该混沌电路用于雷达引信的可能性和优越性。 相似文献
87.
对电传操纵系统驾驶员诱发振荡(PIO)的现象进行了分析,指出了舵回路速率饱和是造成PIO的主要原因,并有针对对给出了一种非常规的用于解决饱和非线性问题的程序控制方法。这种方法主要是通过舵回路反馈的状态信息来改变驾驶杆输入信号的放大系数,从而达到有效抑制PIO的目的,同时用Hurwitz稳定判据进行了机理分析,最后给出了仿真验证结果,证明该方法是简单而有效的。 相似文献
88.
采用系统灵敏度理论,以修正的带宽准则,增益和相位裕度准则以及Neal-smith准则等飞机纵向驾驶员诱发振荡(PIO)预测准则作为系统指标,建立了参数变化对诱发振荡预测指标影响的灵敏度公式,以JJ7飞机为例,给出了飞机,操纵系统及驾驶员参数上述指标影响的灵敏度,根据计算结果进行了PIO参数敏度预测分析,同时与数值仿真结果进行了对比分析。 相似文献
89.
90.