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51.
针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩(抬头力矩)问题,通过风洞试验,首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律:线性增长区(迎角为0°~15°),俯仰力矩线性增加,全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡;非线性增长区(迎角为17.5°~32.5°),俯仰力矩非线性增加,机头涡出现,机头涡和进气道前缘涡逐渐增强,机翼涡增强后破裂;衰减区(迎角为35°~65°),俯仰力矩逐渐减小,机头涡增强后破裂,进气道前缘涡破裂发展,机翼涡完全破裂。其次,发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源,机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时,前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大,主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后,提出了大迎角机身扰流板控制技术,产生了较好的控制效果。当迎角为40°时,扰流板可使正俯仰力矩减少62%,其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力,减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×105。 相似文献
52.
脉宽调制(PWM)变频驱动器在提高交流传动系统效率的同时,产生的高次谐波导致共模电流显著增加。其中电动机定子绕组与定子铁心之间的耦合电容是共模电流的主要通路。准确计算定子绕组与定子铁心之间的耦合电容对于预测共模电流具有重要意义。由于电机绕组内部导线排列不规则,准确进行解析计算较为困难,将其简化为集中导体后,会导致计算精度变差。在绕组全散线模型的基础上,提出了一种简化散线建模方法,能在计算精度不变的情况下,有效地减小模型的复杂度。通过对比解析计算、全散线模型、简化散线模型和测量值,验证了该方法的有效性。 相似文献
53.
针对传统直接转矩控制(DTC)方法低速控制精度差、转矩脉动大、开关频率不稳定等问题,提出了一种基于二阶滑模控制的永磁电机DTC方法。该控制方法基于二阶滑模控制原理,将传统磁链控制器与转矩控制器以滑模控制器替代,对空间电压进行矢量调制,提高了开关频率的稳定性,获得了良好的动态稳定性,改善了电机输出性能。仿真与试验结果表明,该控制方法能够有效减小电流脉动与转矩脉动,同时提高了控制系统的抗干扰能力,实现了电机的快速动态响应,具有较强的鲁棒性能。 相似文献
54.
基于试验气动力的弹性飞机舵面效率分析 总被引:1,自引:0,他引:1
基于非线性试验气动力和线性理论气动力对某飞机进行了气动导数和飞行载荷计算,分析了舵面操纵效率受气动力类型、飞行动压和迎角的影响,重点研究了舵面操纵效率、舵面操纵反效与翼面弹性载荷、弹性压差分布以及弹性气动压心之间的关系。研究表明:使用非线性试验气动力和线性理论气动力所分析得到的舵面效率具有较大的差别;受到结构弹性变形的影响,随着飞行动压的增加,舵面的操纵效率不断下降,副翼甚至会出现操纵反效现象;在使用非线性试验气动力进行分析时,飞行迎角对于舵面操纵效率具有较大的影响,这是在使用线性理论气动力进行分析时所不能考虑的。 相似文献
55.
本文对国内某型现役航空发动机的完全寿命数据进行了收集整理,并通过假设检验得到了用威布尔分布模型处理这些数据优于采用其它模型的结论。接着采用三参数威布尔分布混模法对该型发动机317起故障的故障间隔时间进行了计算分析,得到了其MTBF的分布均值和给定置信度下的置信区间。结果表明,威布尔分布能够较好地反映该型发动机故障间隔时间的实际分布规律。通过本文研究,建立了对外场使用发动机MTBF统计评估的基本思路和方法。 相似文献
56.
57.
利用CFD软件FLUENT,通过Spalart-Allmaras模型、低Reynolds和二层模型这3种湍流模型对正八边形机翼平面布局进行绕流分析并与试验数据进行对比,选择了低Reynolds湍流模型对4种微型无人机机翼平面形状的低雷诺数气动特性进行模拟分析,结果表明,矩形布局和反齐默曼布局是微型无人机比较理想的设计选择. 相似文献
58.
59.
分别采用标准k-ε湍流模型、RNGk-ε湍流模型、Realizablek-ε湍流模型以及雷诺应力模型,对某型航空发动机燃烧室流动进行了数值计算.近壁处理采用标准壁面函数法,计算得到速度矢量分布以及质量流量、湍流粘度比和湍流强度等参数.四种湍流模型计算的总体流动差别较小,但流场的细节有较明显的不同.标准k-ε模型、Realizable k-ε模型和雷诺应力模型的湍流粘性计算结果较为接近,而RNGk-ε模型计算的湍流粘性较小. 相似文献
60.