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401.
数据采集系统动态特性的辨识和评价,是其总体性能评价中至关重要的一个目标。本文通过选取几个相互比较独立的指标来总体描述数据采集系统的动态特性,然后通过几个特殊的模型化方法将其动态特性分别以动态有效位数、传递函数、阶跃响应曲线和幅频特性、相频特性的方式给出,从而解决了数据采集系统动态特性的总体评价问题。 相似文献
402.
共轴刚性旋翼直升机上下旋翼间距小,旋翼间气动干扰较为复杂,影响飞行动力学特性。针对这一问题,利用涡环单元动态尾迹方法构建了共轴旋翼气动力模型,通过与风洞试验结果比对说明该模型能够准确地计算存在气动干扰时共轴旋翼的气动力特性。以该共轴旋翼气动力模型为基础,建立了共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,并以XH-59A直升机为研究对象,计算了前进比为0~0.4时的配平特性。通过与飞行试验数据的比对发现:该飞行动力学模型与飞行试验结果比对良好;且模型计算速度较快。通过对配平结果以及旋翼尾迹运动的分析发现:共轴刚性旋翼直升机旋翼间气动干扰会增加悬停和低速前飞时的配平总距和总距差动;低速前飞时的纵向周期变距负梯度现象是由于旋翼间气动干扰与刚性旋翼挥舞运动特性叠加而造成的。 相似文献
403.
高超声速飞行器天线窗材料在等离子体包覆条件下的热响应和热透波特性测试,是分析天线窗材料特性、研究电磁波在等离子体和天线窗中传输特性的基础。针对等离子体和天线窗中电磁波传输特性,采用矢量网络分析仪和标准增益天线组成的电磁波传输测试系统,获得了一定频率的电磁波经过等离子体和高温天线窗之后的衰减;针对高温天线窗自身热响应特性和电磁波在其中的传输特性,研究了天线窗材料在一定热流作用下的温度分布和烧蚀特性,测试了烧蚀后处于高温状态且无等离子体覆盖的天线窗对电磁波的影响,分析了天线窗高温透波特性与常温透波特性的差异。所建立的方法,为在地面等离子体风洞中开展天线窗热透波特性研究、分析天线窗和等离子体耦合作用对电磁波传输特性的影响建立了基础。 相似文献
404.
针对热电偶温升法在燃烧室部件点/熄火试验中存在的阻塞气流、响应速度慢等缺点,开展了基于火焰图像的燃烧室点/熄火判断技术研究。该技术通过火焰观测系统实时获取点/熄火试验时的火焰图像以判定燃烧室燃烧状况,进而获得燃烧室点/熄火特性,弥补了现有燃烧室点/熄火试验测试技术的缺陷。此外,该项技术还可推广应用于航空发动机整机试验及其他相关领域试验,对准确判断燃烧室点/熄火状况具有较大的参考价值。 相似文献
405.
为进一步优化等离子体射流点火器的结构,提高点火器的工作性能,在自主设计的等离子体点火实验系统的基础上,开展了阳极通道长度对等离子体射流点火器特性影响的实验研究,选取的阳极通道长度为3mm,5mm和7mm。获得了等离子体射流点火器的放电特性、光谱特性、射流特性和点火特性。结果表明:增大阳极通道长度能够抑制电弧分流的幅度,减小电极的烧蚀面积,但提高了击穿电压,使引弧更加困难;随着阳极通道长度的增大,氮分子离子的转动温度和振动温度分别呈现出先升高后降低和先降低后升高的变化趋势;煤油/空气混合气的点火延迟时间随阳极通道长度的增加,呈现出先减小后增大的变化趋势,余气系数为1.43时,阳极通道长度5mm时的点火延迟时间为14.4ms,相对于阳极通道长度3mm,7mm下的点火延迟时间分别减小了21.1%,12.1%。 相似文献
406.
为探究壁面粗糙度对于高超声速进气道气动性能的影响,采用经过校验的数值仿真和理论分析相结合的方法进行研究。结果显示:同一飞行马赫数下,随着壁面粗糙度的增加,进气道的流量系数、总压恢复系数和出口马赫数逐渐降低,而静压比、压差阻力系数、摩擦阻力系数以及起动马赫数则逐渐增大;不同飞行马赫数/不同钝化半径下,进气道性能参数随壁面粗糙度的变化规律相似,均表现出较好的拟合规律,据此获得的拟合公式及光滑壁面进气道的气动性能可预估不同壁面粗糙度下进气道的气动性能;就本文研究的进气道而言,当壁面相对粗糙度从0增加至0.625%时,进气道起动马赫数从4.25增加至4.85。壁面粗糙度增加,导致进气道沿程附面层增厚是进气道气动性能参数出现上述变化规律的主要原因。 相似文献
407.
密封动力特性系数是评价透平机械转子稳定性的重要参数。对现有密封动力特性数值方法进行了综述,为了比较分析不同的密封动力特性数值方法,分别建立了基于控制体方法的双控体求解模型和基于CFD方法的稳态旋转坐标系与瞬态转子平动、转子单/多频椭圆涡动求解模型,综合比较分析了控制体法、CFD稳态旋转坐标系法和CFD瞬态平动法、单/多频法之间的差异以及适用范围,研究了转子涡动频率对密封气流力和动力特性系数的影响。研究结果表明:控制体法求解速度较快,但求解精度较低,稳态旋转坐标系法只适用于转子做小轨迹同心涡动的求解模型,瞬态平动法求解速度较慢;瞬态单/多频法考虑了转子的涡动频率,更符合密封的实际工作情况;应用瞬态单/多频法得到的密封气流力变化频率与转子涡动频率相同,但气流力的相位滞后于转子涡动位移的相位;密封的直接刚度系数随着转子涡动频率的增加而增大,交叉刚度系数和阻尼系数的绝对值随着转子涡动频率的增加而减小。 相似文献
408.
非预混条件下的旋转爆轰燃烧室双波头演化过程数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
针对旋转爆轰燃烧室双波头演化过程中流场结构变化的问题,对非预混条件下的旋转爆轰燃烧室从起爆到形成稳定的双波头过程进行了数值模拟研究。研究结果表明,从起爆到形成稳定爆轰过程,燃烧室主要经历了起爆、爆轰波对撞和稳定爆轰三个阶段;在爆轰波对撞阶段,首次对撞是两个爆轰波间的对撞,由于对撞点处缺少新鲜混合气,从而在对撞结束后衰减为两个压力波。第二次对撞是两个压力波间的对撞,因为在第二次对撞点附近存在新鲜混合气来支撑爆轰波的持续传播,故对撞结束后产生了一个爆轰波和一个较弱的压力波;第二次对撞发生后,燃烧室内的压力波反射叠加并形成局部高压区,此高压区压缩气体使气体温度升高,高温气体引燃混合气后,最终发展成为第二个爆轰波;稳定阶段,两个爆轰波均能稳定自持传播,爆轰波峰面压力可达1.45MPa,波后温度为2500K,爆轰波速度稳定在1738m/s,产生的推力与比冲分别为79.76N和2312.15s;斜激波的存在使燃烧室出口平面流场产生了较大波动。 相似文献
409.
预旋喷嘴径向角度对预旋特性影响的数值研究 总被引:1,自引:2,他引:1
为了降低低位进气预旋流路的气动损失,针对带有不同径向角度(0°~30°)预旋喷嘴的预旋系统进行了数值仿真,并对流动特性、温降特性和比熵增特性进行了分析。结果表明:随着预旋喷嘴径向角度的增大,预旋系统无量纲温降先增大后减小,流动阻力减小,预旋系统的流量随之增大。旋转雷诺数为2.3×107时,预旋喷嘴带径向角度的预旋系统无量纲温降比传统喷嘴最大可提高18.3%,存在某一角度使预旋温降特性达到最好。预旋系统内的耗散主要发生在预旋腔和共转盘腔内,径向角度为10°时其比熵增变化量分别占整个预旋系统总体比熵增的42.4%和30.2%;合理设计预旋喷嘴的径向角度,能改善预旋腔内气流的流动效果,并且可以减少整个预旋系统的不可逆损失。 相似文献
410.
针对XTE76变循环发动机的控制结构问题,研究了2分块之间进行解耦的控制方法。基于内模原理,设计状态反馈控制器结构,以无超调快速跟踪和耦合抑制为目标,提出了改进的非支配序自组织迁移(NS-SOMA)多目标优化算法,在每代中按照与领导者的欧式距离均匀选择粒子进行迁移,提高了算法的收敛速度和精度,以此优化控制器参数,有效抑制了分块之间的耦合。同时研究了变循环发动机不分块的3变量控制方法,直接通过多目标优化抑制回路之间的耦合效应。在某型变循环发动机部件级模型上进行仿真验证,结果表明:不分块结构优于其他2种结构,相比分块控制结构,引起的最大耦合降低了30%,说明多变量综合控制更能充分利用现代控制理论解决回路之间的耦合问题。 相似文献