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1998年 | 1篇 |
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991.
提供了一种新的航空发动机多变量静态输出反馈的固定阶PI控制器的设计方法。固定阶控制器的综合问题一般表征为满足双线性矩阵不等式(BMI)约束优化问题,获得BMI约束下的最优解非常困难。在航空发动机特定的控制条件下,将固定阶控制器的BMI问题转化为标准的线性矩阵不等式(LMI)问题,并推导出静态输出反馈的H∞固定阶控制器存在的条件及控制器的设计方法。使用该技术对某型涡扇发动机控制系统进行固定阶PI控制器设计,仿真结果表明,该控制系统其性能和鲁棒性满足要求。 相似文献
992.
993.
根据固体火箭发动机羽焰特征研制了多目标多光谱高温仪,它可同时测量羽焰六个目标点的温度,每个目标点均有八个工作波长。同时提出了求解真温的实用方法,完成了固体火箭发动机羽焰温度及其分布的测量。 相似文献
994.
在塔台管制模拟训练系统中,由于需要模拟机场平面上的复杂的三维场景,其中涉及到众多复杂的三维对象,包括不同类型飞机、跑道、跑道灯、滑行道、塔台、候机楼、机库、远处建筑物、地面车辆、天空和云彩等三维对象。对于如此众多的场景元素,根据各自的特点,将它们进行分类,按照不同的方式进行绘制,并且提供一个比较合理的三维场景组织方式。 相似文献
995.
996.
建造中的我国低速增压风洞 总被引:4,自引:0,他引:4
论述了在我国建造低速增压风洞的必要性;介绍了国外低速高雷诺数风洞发展现状;提出了衡量现代生产性风洞性能的标准;给出了正在建造的我国低速增压风洞的主要技术性能及设计和建造中的技术关键。 相似文献
997.
998.
为了准确预测发动机热端部件中广泛采用的冲击射流冷却复杂的流动和换热特性,发展了基于BSL k-ω模型的超大涡模拟(VLES)高精度模拟方法,并对高雷诺数Re=4×104,两种不同射流距离2和6的单孔冲击射流及三孔冲击射流这一经典的流动传热问题进行三维非稳态高精度数值计算。同时,将分离涡方法 (DDES)和k-ωSST,RNG,Transition SST三种RANS方法的数值模拟和开发的超大涡模拟(VLES)方法进行对比。研究表明,VLES方法均能够准确捕捉冲击射流流场的复杂非稳态流动及传热特征,包括自由射流区、壁面射流区小尺度涡系和大尺度湍流结构的演化和破碎,同时冲击壁面的换热系数计算结果与实验值吻合较好。DDES方法未能准确捕捉流场复杂的小尺度湍流结构,壁面换热计算结果与实验值差异较大。RANS方法计算的换热结果与实验数据差异最大,基本未能预测到壁面换热特性。在相同的计算网格和计算方法下,VLES方法计算结果优于DDES方法,DDES方法一般好于RANS方法。这表明新开发的VLES方法能够准确地计算冲击射流相关的流动及换热问题。 相似文献
999.
为了改善冷却结构的综合换热性能,需要对冷却结构的优化设计进行研究。以冷却结构的平均温度、温度不均匀度和冷却剂流动压力损失为目标函数,基于变分法生成优化分布的冷却通道,该通道可以根据当地的边界条件而自适应地调整。随后对冷却结构进行流固耦合传热的数值计算,得到冷却结构的温度分布、冷却剂的压力损失、冷却剂出口温度等参数,多次迭代进而得到满足目标要求的冷却结构优化设计。计算结果表明,基于变分法的冷却结构优化设计方法可以根据当地边界条件生成优化的冷却通道;对于不同的优化方案,存在各自对应的最佳通道个数和冷却通道分布使目标函数最优;对于优化方案三,优化设计的冷却通道和常规设计的冷却通道相比:冷却结构平均温度从816K下降到807K,温度不均匀度从211K降低到172K,代价是压力损失从8kPa上升到17kPa。 相似文献
1000.