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701.
涡扇发动机传感器故障诊断的快速原型实时仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
为快速高效地完成涡扇发动机传感器故障诊断算法的硬件在环仿真试验,构建了以NI CompactRIO为核心的传感器故障诊断系统的快速原型实时仿真平台.基于一簇卡尔曼滤波器,在LabVIEW编程环境中建立了传感器故障诊断系统.分别在涡扇发动机模型稳态和动态工作时完成了对单个传感器故障的检测、隔离和重构的硬件在环仿真试验并验证了算法精度.经过大量试验,结果表明:基于卡尔曼滤波器理论的诊断算法能在传感器故障情况下确保控制系统安全运行,诊断精度最高可达1.4%;同时表明,该快速原型实时仿真平台的设计是成功的.研究工作为发动机传感器故障诊断系统的半物理仿真试验奠定了基础. 相似文献
702.
复合式共轴直升机过渡模式的操纵策略 总被引:2,自引:0,他引:2
根据复合式共轴直升机的构型特点,建立了上/下旋翼、机翼、机身、全动平尾、垂尾(含方向舵)和螺旋桨的气动力模型,并在此基础上建立了过渡过程的配平方程.针对过渡飞行过程的操纵冗余问题,分别采用线性过渡和功率最小优化过渡两种过渡飞行方案,对复合式共轴直升机的过渡飞行过程的操纵策略进行了研究.以样例复合式共轴直升机为例,进行了过渡飞行模式下两种操纵策略的配平计算,并对两种过渡操纵策略下的需用功率、操纵量和姿态进行了对比.结果表明:所述两种过渡方案均能解决操纵冗余问题,并能合理给出过渡模式的操纵量和姿态.在操纵量变化的平稳度、飞行控制的难易程度和飞行品质方面,线性过渡方案更优. 相似文献
703.
为了对主动冷却超燃冲压发动机进行研究与设计,采用实验与计算相结合的方法,对主动冷却超燃冲压发动机燃烧室内传热与燃烧的耦合过程进行了分析。该方法采用燃烧室静压分布的测量值作为输入条件,开展燃气-结构-燃料耦合传热分析,获得经过冷却系统后燃料的状态参数;将燃料的状态参数作为实验参数,开展直联式超声速燃烧实验,得到新的静压分布,如此反复迭代,直至燃料状态不再变化,最终确定主动冷却燃烧室的各种传热与燃烧特性参数。利用该分析方法,初步开展了不同飞行马赫数条件下主动冷却燃烧室闭环运行状态研究,得到了冷却煤油温度与燃烧室壁温同飞行马赫数的关系。 相似文献
704.
模型的转捩流动计算分析简 总被引:1,自引:0,他引:1
为了在黏性流动数值模拟中实现边界层转捩的自动预测,将γ-Reθt转捩模型引入到三维非结构混合网格的雷诺平均Navier-Stokes方程求解程序(HUNS3D)。该转捩模型由两个依赖当地变量定义的关于间歇因子和当地化转捩起始动量厚度雷诺数的输运方程组成,其数值求解算法与流场求解程序中湍流模型的求解方法相同。为了考察和验证HUNS3D程序中γ-Reθt转捩模型对航空工程中的常见附面层自由转捩问题的预测精度,对低速平板流动、Aerospatial-A翼型、NLR 7301超临界翼型和NASA Trap wing 高升力构型等典型外形的自由转捩流动进行了计算,并将计算结果与相关试验结果进行了对比分析。算例结果表明:γ-Reθt转捩模型对于转捩位置具有很好的敏感性,能比较准确地预测自然转捩和分离转捩,可以有效提高HUNS3D程序对实际流动的模拟能力和预测精度。 相似文献
705.
基于质子交换膜燃料电池(PEMFC)和热驱制冷,提出一种舱外航天服生命保障系统冷热电一体化方案.在分别建立金属储氢装置、PEMFC、热驱制冷系统和辐射散热器数学模型的基础上,利用冷热电一体化的热力学分析理论和方法进行了典型案例的计算,并重点分析了核心构件热驱制冷装置的参数对舱外航天服生命保障系统性能的影响.与传统的冷热电分产舱外航天服生命保障系统比较,该系统仅消耗84.6g氢气,且不需要向空间排放工质,能源利用率高达85.29%,在工质消耗与能源利用率上有较大的优势. 相似文献
706.
固体燃料超燃冲压发动机燃速研究进展 总被引:3,自引:3,他引:3
对固体燃料超燃冲压发动机燃烧面退移速率(简称燃速)研究现状和进展进行了详细阐述,分别从固体燃料类型、燃烧室构型、理论预估模型、数值模拟及实验研究等方面出发,论述了固体燃料在超声速流动下燃速研究的进展和难点;从亚燃冲压发动机、热防护层、富氧环境下绝热层烧蚀3个方面提炼出可以用于超燃冲压发动机燃速研究的经验和方法:①提出了加强针对固体燃料超声速流动中受热行为、传热传质过程的研究方向;②深入探索了固体超燃燃速性质;③开发了对应的数值软件及系统地进行实验等观点,为国内该领域的研究提供参考. 相似文献
707.
隔层式多脉冲发动机点火过程较常规发动机有很多不同,为获得端燃型隔层式多脉冲发动机的点火延迟特性及其影响因素,建立物理和数学模型,采用MpCCI耦合器作为FLUENT与ANSYS的数据交换平台,模拟点火燃气填充隔层和隔层变形过程;采用FLUENT计算多脉冲发动机火焰传播过程及填充过程。计算结果表明,与传统固体火箭发动机相比,在相同点火药量的情况下,多脉冲发动机的点火延迟大大增加;推进剂燃速越高,点火延迟越小;燃烧室自由容积越大,点火延迟越大;隔层材料对点火延迟影响较小。可以通过适当加大点火药量和提高燃速来减小点火延迟。 相似文献
708.
轴流风扇/压气机管道周向声模态的测量 总被引:2,自引:1,他引:2
利用管道内部周向均匀分布的麦克风阵列对某单级风扇在高背景噪声和较大硬壁反射条件下的管道周向声模态进行了实验测量.利用与参考信号互相关(CC)模态分解技术和传统的方均根(RMS)模态分解技术得到了主要的周向声模态振幅.通过与Tyler和Sofrin的理论分析对比,发现在高背景噪声和较大硬壁反射条件下,两种模态分解技术都能获得较为理想的模态分解结果;并且发现CC模态分解技术获得的模态振幅较低,初步分析这是由于和RMS模态分解技术相比,CC模态分解技术可以降低随机噪声对模态振幅分解结果的影响.此外,周向麦克风个数大于所要分解周向声模态阶数的4倍时,使用CC模态分解技术获得的模态振幅误差可以控制在1dB之内. 相似文献
709.
针对大涵道比涡扇发动机,开展了其排气系统气动型面参数化设计方法和气动性能的研究。通过控制外涵、内涵喷管流道的中心线形状和流通面积,设计了外涵、内涵分开排气喷管气动型面。采用数值模拟的方法模拟了喷管的流场结构,并分析了外涵落压比和自由流马赫数对喷管推力系数的影响。在自由流马赫数为0.050时,推力系数随外涵落压比的增大而增大,在自由流马赫数为0.785时,推力系数随外涵落压比的增大而减小;在外涵落压比相同时,自由流马赫数越大,核心机舱外罩b段与尾锥b段所受轴向力在喷管总推力中所占比例越大,对喷管推力系数的影响也增大。 相似文献
710.
为分析航空发动机复合材料机匣对破断叶片的包容,采用有限元仿真方法开展了计算研究。通过旋转体与机匣冲击破坏过程的计算,确定机匣的包容能力。基于具备显式求解功能的商用有限元软件Abaqus/Explicit,采用3维实体单元网格,将2维3轴编织的碳纤维层合材料简化成连续的正交各向异性材料,通过软件提供的Vumat用户子程序接口编写Fortran代码定义材料模型,计算与转轴分离后的模拟断裂叶片对机匣的冲击过程。通过冲击后的临界转速和能量吸收数据,比较了模拟计算与实物旋转冲击模拟试验的结果,二者具有较大的可比性。虽然计算中还缺乏材料基本性能表征的理想数据,但在多种工况下仿真计算表明模拟结果稳定,有望成为复合材料包容分析实用有效的方法。 相似文献