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191.
雷达探测距离是雷达发射功率、频率、接收信号功率等这些不确定参数的函数。以区间数学为基础,将这些不确定参数描述为区间变量,借助一阶泰勒级数,提出了近似估计雷达探测距离的区间分析方法。区间分析方法降低了以往处理不确定问题概率方法需要知道不确定参数均值、方差或概率分布密度等详细统计信息的要求,只要求知道不确定信息所在的边界,而且计算量少。通过算例与概率分析方法相比较,表明了区间分析方法的可行性和优越性。 相似文献
192.
193.
电阻分流热电流温度补偿技术及应用是为温度测量 热电偶与补偿导线失配专门研究一切后种新技术,试验与应用证明:它在补偿温度失配误差,减小测量系统的误差,校正起初炉温,改善系统温度响应特性方面都具有非常好的效果。 相似文献
194.
为了获得实时可靠的固体火箭发动机喉衬结构瞬态温度,采用内埋快响应烧蚀热电偶对发动机喉衬结构瞬态温度进行测量,并应用导热反问题方法(Beck序列函数法)计算其喉部内壁面温度和热流密度。采用的试验方案有效避免了传感器探头与喉衬内壁面烧蚀速率不同而干扰流场或中途烧毁等现象发生。试验结果显示越靠近内壁面的测量点温度峰值越高,测点温度瞬态变化与发动机工作状态同步性越好。计算结果显示,计算的平均误差为5.6%,最大误差为7.9%,其内壁温度最高出现在发动机工作结束时,热流密度在0.1s内迅速上升,而后又迅速下降,最大值约为30MW/m2。在发动机停止工作2s后,喉衬开始向外界传热。 相似文献
195.
民机涡扇发动机重吸入特性风洞试验 总被引:3,自引:0,他引:3
民机在滑跑减速阶段一般会使用发动机的反向推力来提高其减速性能和滑跑安全性,当滑跑速度较低时使用该装置,从发动机排出的向前方喷射的气流存在被发动机重新吸入的可能,该喷流受发动机风扇的压缩做功,喷流的温度比环境温度高,如果此气流被发动机重新吸入,将会导致发动机进气气流的温度畸变,而该畸变将会引起发动机风扇叶片的颤振,影响发动机的寿命和安全性。故对于一个使用涡扇发动机的新型飞机,有必要通过风洞试验来得到其在各工况下的重吸入特性,并且根据其重吸入特性,设定截止使用反推力的滑跑速度。本文主要论述通过风洞试验获得发动机重吸入特性,并且确定反推力使用截止滑跑速度的方法。 相似文献
196.
复杂的地理环境和海洋环境导致岛礁战场气象环境瞬息万变,直接影响岛礁作战指挥决策和武器装备的作战效能。为了实时准确感知岛礁战场各个点位的气象环境信息,实现指挥平台对岛礁战场气象环境的实时监控和有效预测,文章对远程感知技术和温度预测方法进行了研究,并依托 Labwindows/CVI软件平台开发了一套岛礁战场气象环境远程感知软件,软件可实时感知岛礁战场的多种气象环境数据,并根据 LSTM模型进行温度参数的短时预测。多次实地运行测试证明,软件的设计满足预定需求,温度预测结果与实测结果误差在要求范围内。 相似文献
197.
为了保证民用涡扇发动机在高高原机场首次试飞起动成功,采用建模设计方法,建立了发动机部件级起动模型,包括高
海拔气候条件对起动机特性的影响、旋转部件低转速特性延伸和修正、高海拔燃油雾化及点火对燃烧室效率的影响、发动机附件
阻力和功率损失、风阻和吸放热等模块,设计了民用涡扇发动机高海拔起动控制规律。采用仿真和试验分析技术建立了民用涡扇
发动机起动方案设计方法和试验调试优化方法,详细分析了起动机能力降低、转子运转阻力增大、燃油喷嘴雾化效果差、部件效率
和稳定性降低等4项影响高高原起动成功的因素。按照循序渐进的原则设计了高高原试飞起动风险规避试验流程。试验结果表
明:设计的民用涡扇发动机高高原起动风险规避试验方法有效,确保了飞机首次转场高高原机场降落后成功起飞。 相似文献
198.
199.
波瓣强迫混合器掺混及燃烧模型实验 总被引:1,自引:0,他引:1
针对一个带中心内锥结构的二元波瓣强迫混合器,在模拟加力燃烧室的实验装置上对其掺混和燃烧性能进行了模型实验研究,并与常规的平行进气混合结构进行对比分析。实验结果表明:波瓣混合器使得内、外涵混合气流沿通道高度方向的总压和总温分布趋于均匀,总压损失略大于常规混合器。在相同的油气比下,波瓣混合器可以使燃烧效率较常规混合器提高约10%,而且对点火和燃烧的稳定起到了明显的改善作用。 相似文献
200.