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电脉冲除冰系统的建模与计算分析 总被引:4,自引:0,他引:4
电脉冲除冰系统是上世纪80年代以来新兴的飞机用电动-机械式除冰技术,国内关于该方面的研究起步较晚,文中在阐述了电脉冲除冰研究重要性和研究方法后,首先对电容充放电电路进行了分析与设计计算,接着给出电动力学模型,并计算了系统中感兴趣的关键参数,对计算结果进行处理后得到了能够指导设计的重要参数间的关系图,结合工程实例给予了分析与评价,提出了下一步研究解决的问题。 相似文献
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于惠舟 《民用飞机设计与研究》2018,(3)
飞机飞行控制系统是典型的包含控制、电学、液压、机械等多领域的复杂系统。该文针对飞机飞行控制系统提出并实现了一套基于Modelica语言的多领域模型构建、仿真分析、代码生成的流程方法。针对某型飞机飞行控制系统基于Modelica语言进行了多领域模型统一实现,并通过试验/试飞数据对模型进行了仿真分析与验证。再通过功能模型接口(Functional Mockup Interface,简称FMI)技术将所构建的系统模型生成模型实时代码,并在工程模拟器中得到了工程验证。提出的针对系统设计建模、仿真分析、代码生成与半物理应用一体化的方法流程贴合研发过程,符合设计人员使用习惯,并充分发挥了模型在设计过程中的价值。仿真示例的分析结果以及工程模拟器试验均验证了本流程方法的有效性。 相似文献
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主要介绍了一种针对复杂光电系统测试性设计分析与评价的方法。通过研究系统功能原理特点.根据多信号模型基本思想,建立了测试性分析与评价模型,分析和简化系统相关矩阵后.得出系统故障检测率和隔离率,进而评估系统的诊断能力。 相似文献
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为指导大型客机辅助冷却系统的设计,针对机载蒸发循环和液体冷却循环相结合的辅助冷却系统,开发了系统稳态仿真模型。建立了适用于系统仿真的压缩机、换热器、电子膨胀阀等部件模型;对系统各单元之间的相互关系进行分析与解耦,建立了适用的系统求解算法。对系统性能随制冷剂充注量的变化趋势进行了预测分析,分析结果表明,辅助冷却系统稳态仿真模型对系统性能变化趋势的预测符合理论分析结果,模型可靠。 相似文献
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战术导弹火控系统技术保障分析 总被引:2,自引:2,他引:0
介绍了针对复杂系统技术保障分析的问题,以战术导弹火控系统为例,依据其系统组成,建立技术保障评价模型并给出具体运用的流程,最后总结了复杂系统技术保障分析的基本方法. 相似文献
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针对民航信息服务系统的现状和存在的问题,利用网格的优势分析建立了民航综合信息服务系统的需求体系,研究设计了基于网格服务的民航信息服务系统的架构模型. 相似文献
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变频电机系统能耗分析需要对系统各环节建立准确的损耗计算模型。针对目前有限元模型建模繁琐、计算量大的现状,在考虑了变频电源谐波对铁耗电阻影响的基础上,建立了计及铁耗等效电阻的异步电机数学模型及PWM变频器主电路损耗模型,提出一种基于MATLAB/Simulink的变频电机系统实用模型,实现了变频电机系统各环节损耗准确分析。通过对不同工况下变频器、电机和系统总效率的仿真分析,揭示了传统忽略变频器能耗的损耗分析方法对系统最佳运行点估算存在一定误差。为了验证模型正确性,对一组5.5 kW变频电机系统进行了试验对比,验证了文中模型能够正确有效地模拟变频电机系统运行。研究成果为进一步研究系统能耗最优控制策略提供了重要理论支撑。 相似文献
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为改善轴承共腔结构双转子系统动力学实验器建立过程中人为或非人为结构畸变导致的动力学相似性偏差问题,开展
了适用于轴承共腔结构的双转子系统动力学特性研究。通过有限元法建立了某轴承共腔结构双转子发动机的转子动力学模型及
其粗尺相似模型,在对该转子模型动力学特性分析的基础上与原型发动机转子的动力学特性进行对比,比较了双转子系统的动力
学相似性。通过遗传算法建立了针对双转子系统动力学特性的相似优化算法。针对该型轴承共腔结构涡轴发动机采用提出的优
化算法建立了双转子系统相似模型。通过有限元法对该相似模型进行动力学特性分析,对比了该相似模型和原型发动机转子之间的
临界转速和振型特征。结果表明:该相似模型与原型转子模型相比保持了良好的多阶临界转速比例关系,且具有较好振型相似性。 相似文献
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A. Rueda 《Space Science Reviews》1990,53(3-4):223-345
A rigorous detailed review of the concepts and calculations behind the acceleration of particles by the electromagnetic zero-point field is presented. The acceleration is enhanced in regions of great size and low particle density. Astrophysical scenarios are suggested and discussed and cosmological possibilities are briefly outlined. It is shown that the acceleration follows both from a semiclassical approach in the manner of Stochastic Electrodynamics and from quantum theory with a zero-point field that most naturally (but not necessarily) may be interpreted as time-symmetric in the manner of the Wheeler-Feynman form of Quantum Electrodynamics. It is shown that both approaches yield essentially identical results.Glossary of Abbreviations ABT
Absorber theory
- ALE
Abraham-Lorentz equation
- AM
Acceleration mechanism
- BME
Braffort-Marshall equation
- CE
Cosmic expansion
- CED
Classical electrodynamics
- CR
Cosmic rays
- EAS
Extensive air showers
- EHD
Einstein-Hopf drag
- EHM
Einstein-Hopf model
- EM
Electromagnetic electromagnetism
- FT
Field theory
- GZ
Greisen-Zatsepin
- GZE
Greisen-Zatsepin effect
- HO
Harmonic oscillator
- IC
Inverse-Compton
- ICRC
International cosmic-ray conference
- IGM
Intergalactic medium
- IGS
Intergalactic space
- ISS
Interstellar space
- LDE
Lorentz-Dirac equation
- LHS
Left-hand side
- LI
Lorentz-invariant
- MB
Maxwell-Boltzmann
- QED
Quantum electrodynamics
- QM
Quantum mechanics
- RHS
Right-hand side
- RJ
Rayleigh-Jeans
- SE
Schrödinger equation
- SED
Stochastic electrodynamics
- SM
Stochastic mechanics
- SNR
Supernova remnant
- SS
Solar system
- UHE
Ultrahigh energies
- ZBW
Zitterbewegung
- ZPE
Zero-point energy
- ZPF
Zero-point field
- XRB
X-ray background 相似文献
12.
研究高超声速平板边界层考虑真实气体效应的流动稳定性问题.采用7组元化学反应平衡模型,黏度和导热系数采用混合律,同时考虑组元浓度扩散引起的能量传递,在马赫数为10~20、壁面温度为500~3500K、飞行高度为20~30.5km等条件下,对平板边界层流动的稳定性进行了分析,给出了扰动演化相对增长的N值.计算结果表明:高马赫数飞行中不稳定扰动的第3模态将与第2模态合并,共同影响转捩;高温真实气体的流动稳定性特征,随着马赫数、壁面温度、飞行高度变化的基本趋势与完全气体的基本一致;与完全气体相比,真实气体的相对增长N值包络线较小,表明高温真实气体将抑制转捩发生. 相似文献
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为降低暂冲式超声速风洞起动/关车过程中冲击载荷对试验模型和测量天平带来的风险,设计了一套冲击载荷抑制装置。装置由上下作动机构和平板等结构件组成,通过有限元方法对四连杆作动机构进行了受力分析,验证了结构的强度和刚度可靠性。开发了伺服控制系统及软件,结合结构动力学分析确定了控制系统参数,设计了与风洞试验过程兼容的抑制装置工作流程,定制了可视化软件界面。从结构稳定性和抑制效果两个方面对装置进行了试验验证,结果表明该装置对法向力和俯仰力矩受到的冲击载荷抑制效果较好,降幅分别可达78%和77%。 相似文献
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涡轮叶片叶顶间隙变化减敏研究 总被引:1,自引:1,他引:1
采用数值方法联合标准k-ω两方程湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程组,研究了平顶和分别采用被动、主动以及复合间隙控制方法的凹槽顶、平顶喷气、凹槽顶喷气4种不同叶顶结构下涡轮性能对叶顶间隙变化的敏感性,分析了间隙变化对间隙流场结构及损失的影响,研究了涡轮性能随叶顶间隙变化的规律,并对采用不同间隙控制方法的叶顶结构所带来的效率收益对攻角变化敏感性进行了评估.结果表明:在不同间隙控制方法下叶顶泄漏涡强度随间隙的增加速度变缓,尤其在复合间隙控制方法下更为明显,从而使得在复合间隙控制方法下涡轮性能对间隙变化的敏感度最低;仅仅涡轮叶片前缘区域泄漏流动对攻角变化比较敏感,使得凹槽顶结构具有最佳的攻角变化适应性. 相似文献
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歼击机座舱空气流动和传热的数值模拟与实验 总被引:1,自引:0,他引:1
根据歼击机座舱内空气流动和传热的特点,建立了座舱内壁面传热边界条件计算模型和空气分配系统供气边界条件计算模型,在此基础上建立了歼击机座舱流场和温度场数值仿真平台,并利用地面模拟实验验证了仿真平台的有效性。计算结果与实验结果的对比表明:该平台能较真实地反映座舱壁面传热的不均匀性,以及空气分配系统供气孔口流出气流流量和温度的不均匀性与非对称性;速度场和温度场计算结果与实验结果的误差分别约为15%和6%,这证明了该平台具有较高的模拟精度和工程应用价值。 相似文献
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