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121.
利用高压差示扫描量热法(DSC)研究了含不同燃速调节剂(亚铬酸铜、草酸铵、碳纤维)的RDX/AP/HTPB推进剂热分解性能,研究发现,调速剂对推进剂燃速的影响与其对推进剂主要组分(RDX、AP和HTPB)峰温、推进剂初始放热量的影响密切相关,燃烧催化剂亚铬酸铜和碳纤维使RDX,AP的分解峰温降低,使推进剂的初始分解阶段放热量增大,分解放热峰增多,故导致推进剂燃速增加,而草酸铵使RDX的分解峰温升高,使推进剂的初始分解阶段放热量降低,所以导致推进剂燃速降低。 相似文献
122.
:起落架噪声可以看成是一系列结构件单独引起的气体扰流噪声以及这些不同结构件相对位置引起的干扰噪声的耦合.为了降低起落架气动噪声,提出一种基于边缘射流的主动控制技术.以某型飞机前起落架为研究对象,在其扭力臂背风面施加射流,利用分离涡脱模拟方法对其支柱和扭力臂结构简化模型的周围流场进行非定常计算,获取声源分布,采用FW-H积分获得远场噪声特性.结果表明:边缘射流能够有效抑制干扰噪声和支柱噪声,起落架的中频噪声得到一定幅度的下降,宽频噪声强度也有所减弱;射流改变扭力臂尾涡的脱落状况,可以减轻甚至消除涡脱落对支柱的冲击,从而减弱了支柱表面由于撞击而产生的脉动压力,达到降低声源强度的目的. 相似文献
123.
航空发动机控制系统是飞行器的重要机构,航空发动机存在的控制增益衰减和未建模动态等不确定性问题影响了其控制性能,为此设计将H∞自适应控制和补偿控制相结合的控制器。首先,基于混合灵敏度理论设计H∞自适应控制器;然后,基于Lyapunov 严格稳定理论设计RBF 神经网络补偿控制器对不确定性进行拟合补偿,并通过与误差相关的线性函数调整拟合速度;最后,以归一化后的航空发动机模型为被控对象进行多变量仿真试验。结果表明:本文设计的自适应控制器能够有效补偿不确定性,相比H∞控制器,超调量和调节时间都有所降低。 相似文献
124.
基于Favre平均的N-S方程和B/L代数湍流模型,采用Jameson格式和矩阵人工粘性,对X布局的混压式超声速进气道与弹体的一体化流场进行了数值模拟,研究了解决了数值计算中的附面层抽吸及混压式进气 启动问题,得出了进气道内外流场的马赫数分布和速度分布,讨论了绕弹体非均匀来流条件下,进气道的位置,附面层抽吸及攻角对进气道性能的影响和进气道外型形状对弹性气动力的影响,结果表明,对混压式进气道必须进行附面层抽吸,进气道的位置对进气道的性能有很大的影响,进气道的外型型面对弹体的气动性能有一定的影响。 相似文献
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