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101.
102.
103.
针对高超声速进气道的不起动振荡现象,提出了一种基于滑动多缝板的进气道不起动振荡控制概念,并对相关控制方案以及流动机理开展了风洞实验研究。实验中采用高速纹影技术和动态压力测量技术对整个控制过程中的瞬态流动结构和壁面动态压力信号特征进行了记录。结果表明:无论是在喉道后的唇罩上还是喉道前的压缩面上设置多缝板,均可在进气道不起动时通过泄流平衡进气道进出口流量差,进而达到抑制振荡的目的;随着多缝板的开启,进气道内的压力振荡幅度均不断减小,但是振荡频率的变化却并不相同,相较唇罩开缝方案中的频率保持不变,压缩面开缝方案中的振荡频率将随着通道内亚声速区的不断增大而升高;此外,压缩面开缝方案相较唇罩开缝方案能够对不起动过程中产生的分离包卸除,因而能够增强进气道的再起动能力。 相似文献
104.
利用澳大利亚Adelaide(34.5°S,138.5°E)地区7年(1995-2001年)的OH和OI气辉观测数据,以及同地区中频雷达所测背景风场数据,通过最大熵谱分析方法,统计分析了该地区大尺度重力波的传播特性.结果表明,(1)在中层顶气辉观测区,利用OH气辉探测到48个重力波事件,利用OI气辉探测到29个重力波事件,这些重力波的周期和水平相速度分别集中在68 min和36 m/s左右,具有东南向的优势传播方向,平均仰角为8°~10°,接近水平方向传播;(2)通过OH气辉和OI气辉观测到了同一个重力波事件,并根据两个高度上观测到的扰动相位差判断该重力波为上行波. 相似文献
105.
滑动弧等离子体强化燃烧技术是一种新型的强化燃烧技术。从航空发动机燃烧室点熄火边界拓宽的需求出发,阐述了滑动弧强化燃烧的基本原理,分析了滑动弧等离子体通过化学效应和热效应2个方面强化燃烧的作用机制,介绍了滑动弧等离子体强化燃烧技术应用于航空发动机的潜在优势。从放电特性、数值仿真、强迫雾化和强化燃烧4个方面,分析了滑动弧强化燃烧的研究现状。针对滑动弧等离子体强化航空发动机燃烧技术的技术特点,给出了3种自由轨道式3维旋转滑动弧强化燃烧方案和1种固定轨道式滑动弧强化燃烧方案。以燃油喷嘴和文氏管放电方案为例,给出了旋转滑动弧强化燃烧的试验验证结果。对滑动弧等离子体强化燃烧技术在航空发动机上的实际应用进行了总结和展望。 相似文献
106.
107.
为进一步研究伴有滑动床的倾斜浆体管道砂颗粒输送规律,应用力平衡理论,研究了悬浮层、滑动床层速度以及滑动床厚度求解方法,由此给出了倾斜管道淤积临界速度迭代求解方法。同时,应用悬浮层剪应力线性分布假设,并借助普朗特经验公式,给出了滑动床上方速度分布模型。粗砂管道水力输送实验数据表明:(1)淤积临界流速与颗粒粒径和输送浓度负相关,输送浓度不变时,淤积临界流速与管道倾角大小正相关。与模型计算结果对比表明淤积临界速度计算值和实测值最大偏差为13%;(2)随着管道倾角增加,最大速度点位置有向上偏移的趋势。与计算结果对比表明上层速度分布理论模型计算值和实测值偏差不超过10%。结果表明力平衡理论和剪应力线性分布假设能够较好地用于伴有滑动床的倾斜粗砂浆体管道淤积临界速度和滑动床上方速度分布预测研究。 相似文献
108.
针对缺乏涡扇发动机气路部件性能衰退与加力性能关联研究的问题,利用发动机模型在加力和不开加力两种情况下的求解及曲面拟合技术,获得气路部件的流量和效率参数耦合变化对应的转速差值曲面,并与转速差值限制条件比较,确定气路部件满足转速差值限制条件的性能包线。研究结果表明:压气机对转速差值性能的影响大于涡轮,低压压气机(风扇)是影响最大的部件。每个部件效率衰退的影响大于其流量衰退的影响。研究结果明确了对加力性能影响较大需要重点监控的气路部件,为保障发动机加力性能和加力系统稳定工作提供了理论依据。 相似文献
109.
空间交会停靠段的控制经常采用的一种方法是基于视线位置信息的平行接近法.对纵向控制中的非线性滑动模态控制方法进行了研究和改进,考虑了视线角对纵向控制的耦合作用,增加了耦合项,并进行了存在性和稳定性分析.对于横向和纵向同时协调控制,提出一种多变量互相耦合的非线性滑动模态视线制导控制方法,并对同时协调控制进行了存在性和稳定性分析. 相似文献
110.
新一代便携式飞机称重系统的研制及应用 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了一种新研制出的便携式飞机称重系统,较详细的介绍了系统有很低的原理及应用。 相似文献