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501.
502.
直升机动力舱气动特性仿真及优化 总被引:1,自引:0,他引:1
在全机建模的基础上仿真计算了直升机动力舱灭火系统典型平飞、悬停和爬升飞行状态的动力舱流量。计算结果可作为灭火系统验证试验的输入条件。动力舱优化设计可以通过改变通风口的位置和大小,然后用本全机建模的方法仿真计算评估舱内流量,通过反复迭代找到适合设计要求的方案。 相似文献
503.
介绍了高空台空气流量管的面积测量及误差评估方法,着重分析了空气流量的测量方法以及中俄双方对比试验中得出的数据结果,给出了高空台空气流量管的面积测量误差、中俄双方数据对比结果及流量测量精度。 相似文献
504.
505.
本文提出了一种新的设想,即不用供油调节器,靠供油系统中各部件的协调配合,来满足发动机对供油规律的要求,即自然配合供油规律.分析了实现自然配合供油规律的可能性和条件,给出了设计方法和步骤. 相似文献
506.
507.
转速对压气机级间篦齿封严影响的实验 总被引:2,自引:0,他引:2
对压气机级间篦齿封严进行了实验研究.不同压比下(1.05~1.3),研究转速(1500~8100r/min)对压气机级间篦齿封严的工作间隙变化、泄漏特性、温升特性和旋流特性的影响.结果表明:随转速的增大,工作间隙减小,流量降低;小压比时流量系数降低,较大压比时流量系数变化微小.系统风阻温升随转速增大而增大,转速越大时,其温升越明显.另外,随转速的增大,出口盘腔同一径向位置的旋转比增大;同一转速下,随出口盘腔径向位置的增大,旋转比降低. 相似文献
508.
采用非定常数值方法研究了一种中心线偏置隔离段内的激波串振荡特性,分析了隔离段出口反压及管道扩张比对激波串振荡特性的影响规律.结果表明:出口总压最大值对应激波串前缘最小位移,出口总压最小值对应激波串前缘最大位移.在一定大小反压条件下隔离段内出现激波串的自激振荡,在较高反压条件下激波串稳定在管道内部.在来流马赫数为2.0条件下,中心线偏置隔离段较等直隔离段更易出现激波串自激振荡.在出现激波串自激振荡时,在同一反压条件下,大扩张比(如37%)隔离段流场的振荡主频、幅度和出口平均总压均小于小扩张比隔离段. 相似文献
509.
稳定性导数的准确计算对于飞行器的操稳特性具有重要意义.应用计算流体力学(CFD)方法中的非结构化动网格技术建立能够模拟飞行器做周期性俯仰运动的强迫振荡法,以国际动导数标模Finner导弹为验证算例,获得不同马赫数下俯仰力矩系数的迟滞环曲线,进而计算Finner导弹在不同马赫数下的静稳定性导数和动稳定性导数.结果表明:本文计算得到的俯仰静稳定性导数与试验数据非常接近;在亚音速和超音速范围内,动稳定性导数计算结果与试验值很接近,但在跨音速范围内,本文计算结果与试验曲线的规律性一致,但误差较大. 相似文献
510.
为了研究步进电机驱动的数控燃油计量装置建模方法和其各部件特性,采用AMESim/Matlab联合建模的方法,对液压组件和步进电机分别用AMESim和Matlab/Simulink建立了各自的模型,完成了联合仿真接口设计,实现了模型间的数据共享。在输入计量装置的参数后,通过仿真计算获得了各工作点燃油流量,并与该装置的试验数据对比研究。结果表明,在工作范围内联合模型仿真的燃油流量与试验值误差在6%以内,联合模型稳态精度高并可反映装置的实际动态性能。采用该模型可以较好地控制燃油流量和获得较为准确的燃油计量装置工作特性,能够在发动机控制系统设计阶段,用于对燃油计量装置部件结构以及其控制性能的优化设计。 相似文献