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111.
机翼热气防冰系统设计 总被引:4,自引:1,他引:4
利用热流体系统仿真分析平台Flowmaster和计算流体力学软件Fluent进行联合仿真,对机翼热气防冰系统进行了设计和性能分析.设计参数包括防冰系统笛形管热气喷口孔径、孔数及孔间距等参数.基于Flowmaster对所设计的供气管路进行供气流量分配计算.基于Fluent模拟防冰腔内流动与换热,计算了防冰腔的热效率.根据防冰热载荷及热效率结果预测每段缝翼防冰所需热气流量,引入参数供气余度来分析防冰系统热性能.所提出的热气防冰系统设计方法可为热气防冰系统的工程设计与优化提供重要的帮助. 相似文献
112.
针对液体大幅晃动、通信资源受限的充液航天器姿态控制系统,提出一种自适应滑模控制与事件触发机制相结合的控制策略。首先,针对固-液耦合的充液航天器姿态控制系统,选用滑模变结构控制来削弱液体大幅晃动的非线性影响,并设计自适应更新律在线估计不确定参数来提高系统的鲁棒性。然后,考虑星载计算机资源的限制,设计相对阈值的事件触发机制来决定控制输入信号的更新,从而减少控制器与执行器之间的信号更新对通信网络的占用。最后,仿真结果表明,在液体大幅晃动下,所提控制策略不但可以使航天器姿态控制系统最终收敛到任意小的界内,而且可以减少96%的控制信号传输,减轻航天器的通信负载。 相似文献
113.
多点压力测量是航空气动力研究及高性能流体机械研究中的重要测试手段。利用计算机和多点压力扫描阀系统,可以高效地完成这项任务,并可能在实验中实现数据采集及整个实验过程的自动化。我们利用HP1000/A700计算机-HP2250-测控装置-压力传感器-高速扫描阀组成的测量控制系统,在超音速风洞内对激波/湍流边界层干扰产生的流场进行了快速多点压力数据采集,并取得了可靠的结果。本文对测试和校正过程中的程序设计、测试方法和应用经验进行了介绍。 相似文献
114.
着重分析研究气液两相流音速特性及其阻塞机理。通过测量由小药量电雷管爆炸而产生的压力波传播速度,然后修正到音速。试验结果表明,气液两相流音速与气泡率、当地压力及其流型有关。由于气液混合物强烈的压缩性,混气电解加工间隙中易于出现类似可压缩气体的阻塞现象。 相似文献
提出了一种基于欧拉壁面液膜(EWF)模型的热气防冰腔性能仿真计算的新方法。通过FLUENT软件用户自定义标量(UDS)框架求解水滴控制方程获取三维表面水滴撞击特性。通过对各微元的水收集率、水膜蒸发率等进行质量平衡分析得到了通过该微元的质量流量,并以此作为EWF模型质量流量边界条件进行空气驱动下三维水膜厚度分布的计算,进而建立了防冰表面水膜流动动态模型。在此基础上建立了适用于三维防冰表面的耦合换热模型,通过引入亚松弛因子实现了内外流场、水膜流动及蒙皮导热的松散耦合求解。通过对某发动机短舱模型三维算例计算结果的分析和对比,结果表明所采用的计算方法是合理可信的,可以用于三维防冰腔性能的计算。 相似文献
116.