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991.
彭临平 《北京航空航天大学学报》2001,27(3):365-368
介绍了一种新的稳定性——脉冲微分系统的解关于部分变元的强稳定性,并进而讨论了该类稳定性问题. 首先建立了两个重要的引理,然后再借助于逐段连续的Lyapunov函数,得到了脉冲微分系统的零解关于部分变元强稳定性的一些判定定理.最后阐述了这些定理的应用. 相似文献
992.
前体非对称涡Re效应初探及其风洞模拟技术 总被引:1,自引:0,他引:1
对不同长细比(11和6.15)的细长旋成体模型在低速风洞中完成了亚临界和 临界雷诺数(Re)的测压实验研究.结果表明,只要后体尾部截断至离二涡区足够远,就不会影响由前体二涡主控的多涡系结构,并且头部扰动与非对称涡响应之间的相关关系也保持不变,这为在常规低速风洞中通过增大旋成体直径、减小长细比来扩大Re实验范围提供了实验依据.基于此技术,临界Re下低速实验结果表明细长旋成体在层流和转捩分离区的截面压力分布有明显的区别,导致在临界Re内的侧向力较亚临界显著减小,而且头部扰动对背涡流动的主控作用明显减弱,单孔位微吹气扰动主动控制技术不再适用. 相似文献
993.
基于Matlab的导弹飞行动力学仿真模型库设计 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了仿真的技术及导弹飞行力学的相关理论、Matlab软件及其部分工具箱(RTW、 Simulink等)的使用方法,通过Euler角、四元数等方法说明了导弹飞行力学各方程中变量的关系及其意义,结合具体要求设计了基于Matlab的某型导弹飞行动力学仿真模型库。 相似文献
994.
995.
996.
997.
《燃气涡轮试验与研究》2015,(4)
利用自编网格生成程序,对发动机吊舱进行建模和网格划分,在此基础上对地面涡开展模拟研究,总结地面涡的生成规律及其对进发匹配的影响。结果表明,对适航规定的小风速情况,地面涡在不同条件下表现出不同的形式和强度。迎风情况下,地面涡主要以对涡形式存在,且两个涡的旋转方向相反,涡强度非常微弱,在进气道出口不会导致较大的压力和气流角畸变。侧风情况下,能生成强烈的地面涡,并带来严重的压力和速度畸变,在近地面造成涡中心区域约5%的静压差,可吸入更大的异物;在进气道出口的涡区域造成约8%的总压亏损,涡带来的旋转气流也会直接改变气流角,当地气流的周向偏转达-16°~16°。这些畸变都会直接改变当地风扇工作点,需开展研究以削弱其影响。 相似文献
998.
航空发动机各部件性能非确定性的累积叠加会导致发动机总体性能的非确定性。建立了基于蒙特卡洛概率设计方法的非确定性涡轴发动机数学模型,用以量化发动机各部件性能的非确定性对发动机性能的影响。结果表明:各部件性能按正态分布进行非确定性变化时对发动机性能有明显影响,与发动机确定性模型所计算的性能100%达标相比,输出功率的达标概率为49.32%,耗油率的达标概率为50.83%,模型量化结果合理且均方根误差小于3%。发动机在采用限制涡轮前温度的控制规律后,输出功率和耗油率的达标概率进一步降低。 相似文献
999.
为了获得有效的预测回火极限的数值模拟方法,对甲烷/空气预混火焰进行了数值模拟。采用不同的反应机理和燃烧模型,针对一个二维轴对称的本生灯,分别对甲烷/空气预混层流火焰和湍流火焰进行了数值模拟,预测了甲烷/空气预混火焰的回火特性,并与Johnson的实验结果进行了对比。对层流火焰的模拟结果表明,采用Smooke-46反应机理能够较为准确地预测层流回火极限。而单步化学反应所预测的层流回火极限要比实验值低得多,这说明单步化学反应下的火焰更难以发生回火。对湍流火焰的模拟结果表明,涡耗散概念模型比有限速率模型更准确地预测了湍流回火极限。有限速率模型所预测的回火极限略高于实验值。 相似文献
1000.
根据已建立的小型单轴涡喷发动机部件级稳态模型,采用单变量法,分析各部件特性参数变化对发动机推力、耗油率等性能参数的影响。通过差分进化算法对各变化参数进行优化,找出在满足给定限制条件下使性能达到最优的参数调整组合。由于给定的限制条件以及优化目标可以灵活多变,使得该方法在增推优化以及其它改型方面具有很好的灵活性。计算结果表明,在转速不变,涡轮前总温不超过允许值,压气机喘振裕度不降低,耗油率不升高的条件下改进压气机的压比、换算流量、以及效率等参数,能使发动机推力增加25%以上。 相似文献