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181.
为获得防喘系统的最佳效能,采用温度畸变发生器作为逼喘装置,分别给出了不同发动机扩稳构件的试验结果。优化试验以发动机进口临界温升为目标。讨论了某涡扇、涡喷发动机扩稳构件在不同形式组合方案下的扩稳效果。结果表明.防喘系统扩稳效果最为显著的是采用减少或切断燃油的手段,但其缺点是会导致推力下降较大,因此扩稳方案需综合考虑,应从有效性、发动机重量、机动飞行和可靠性能力等方面进行权衡。 相似文献
182.
从TBCC推进系统总体性能需求出发,给出了TBCC进气道捕获面积以及模态转换马赫数确定过程。在此基础上开展基于平动式模态转换装置的马赫数0~4内并联TBCC进气道气动方案设计,给出了进气道单自由度几何调节机构方案及其几何调节规律。通过对涡轮通道典型几何参数的规律化研究,结果表明:方转圆段几何长度、中心点ym值以及面积变化规律对进气道出口总压恢复系数及马赫数影响较小,对进气道出口流场的均匀度影响较大;就研究的进气道而言,选取方转圆段几何长度为3m,中心控制点ym=1.5,沿程截面面积变化规律为"先急后缓"的设计较为适宜;Ma=4.0时,设计的TBCC变几何进气道总压恢复系数为0.45,Ma=2.2时,总压恢复系数和畸变分别为0.79和0.15。 相似文献
183.
提出一种新型气膜冷却孔型——渐扩后倾肩臂孔,运用压力敏感漆(PSP)实验技术,研究其与圆孔、肩臂孔的气膜冷却性能差异,并采用N2和CO2气体作为冷却气,对比分析了密度比1.0和1.5情况下吹风比(Br=0.5~2.0)对渐扩后倾肩臂孔平板气膜冷却性能的影响。结果表明:在相同密度比、吹风比条件下,渐扩后倾肩臂孔方案冷却效率优于圆孔和肩臂孔(肩臂孔略高于圆孔)。在密度比为1.0的情况下,当测量点离孔的距离与孔入口直径的比值x/D < 15时,渐扩后倾肩臂孔方案的展向平均气膜冷却效率随着吹风比的增大呈递减趋势;当x/D>15时,冷却效率在Br=1.0时最大。在密度比为1.5的情况下,渐扩后倾肩臂孔方案的展向平均气膜冷却效率随着吹风比的增大呈先增大后减小的趋势,在Br=1.0时冷却效率最大。分析认为:不同密度比情况下,吹风比对渐扩后倾肩臂孔冷却性能的影响差异,主要是由于密度比较小时,冷却气出口速度更大,使冷却气更易吹离冷却壁面。 相似文献
184.
扩压器是超/高超声速风洞的关键部件之一,直接影响风洞运行的费效比。然而,对于高超声速低密度风洞而言,试验运行参数范围大、试验气体密度又相对较低,常规的"收缩段-等直段-扩张段"的扩压器结构扩压作用不明显。提出一种带中心锥型扩压器新结构,并在Φ300 mm高超声速低密度风洞中进行扩压性能试验。研究了M16喷管小流量稀薄状态和M8喷管大流量近连续流状态下带中心锥型扩压器的扩压性能,同时,分析了试验段模型对扩压器扩压能力的影响。结果表明带中心锥结构的扩压器适用的风洞运行参数范围更广、扩压性能更优,能有效提高设备试验能力,可为高超声速风洞扩压器设计提供参考。 相似文献
185.
186.
187.
188.
两类叶型探针对扩压叶栅流场影响的对比 总被引:1,自引:1,他引:1
为评估叶型探针安装结构的流场适应性,采用性能试验与数值模拟的方法,对比研究了两类叶型探针(A类、B类)对扩压叶栅内部流场的影响。结果表明:对于叶栅通道内没有激波的亚声流场环境,A类探针的综合影响程度略小于B类探针,而对于叶栅通道内会形成强激波的跨声流场环境,A类探针的综合影响程度要大于B类探针;两类叶型探针所诱发的绕流... 相似文献
189.
针对同轨道平面两星之间激光能量传输时的姿态指向控制问题,基于反步(Backstepping)法提出了一种自适应控制器设计方法。该方法先基于罗德里格参数(MRP)对卫星进行姿态描述;然后根据星间激光输能任务对姿态指向的特殊要求通过多个姿态矩阵的转换解算出了用户星期望姿态的表达式;之后基于Backstepping法,设计了自适应控制律,该控制律能解决控制输入有限和转动惯量不确定的问题,而且有效克服空间干扰力矩;最后通过Lyapunov稳定性定理证明了控制系统的稳定性。仿真结果显示,在约15s后,用户星的姿态误差和角速度误差收敛到0,并且角速度和控制力矩的值都在约束条件的范围内,说明文章设计的控制器不仅能够使用户星按最短路径调整到期望姿态,而且能够有效地抑制空间干扰力矩和解决转动惯量不确定的问题,并且通过合理地设计控制参数,可以在保证控制精度和速度情况下使控制输入满足约束条件。 相似文献
190.
基于ASUKF的火星探测器脉冲星自主导航方法 总被引:2,自引:1,他引:2
脉冲星导航可靠、稳定、精度高, 是实现火星探测器自主导航的有效手段之一.针对脉冲星导航中脉冲到达时间的微小误差会引起巨大的位置估计误差这一问题,提出了一种基于扩维Unsented卡尔曼滤波(ASUKF,Augmented State Unscented Kalman Filter)的火星探测器脉冲星自主导航方法,建立了以位置、速度和脉冲到达时间的常值测量误差作为状态量的导航系统数学模型,可在对探测器位置、速度进行估计的同时有效估计并修正脉冲到达时间的常值测量误差,并降低随机测量误差的影响.仿真结果表明该方法的导航定位精度可达350m以内,可以满足火星探测自主导航的需要. 相似文献