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381.
382.
针对压铸机压力系统具有的非线性、纯滞后的特点,提出了采用论域自调整模糊控制作为控制策略,并设计相应的模糊控制器,仿真结果表明,论域自调整模糊控制用较少的控制规则实现了精度较高的控制,算法简单,易于实现。该控制方案具有稳态精度高,鲁棒性强的特点,从而提高铸件质量,提供经济效益。 相似文献
383.
机载嵌入式软件的系统测试 总被引:1,自引:0,他引:1
针对航空电子系统的功能特点,分析了某航电分系统控制管理计算机软件的特征和要求,结合机载嵌入式软件的系统测试需求,提出利用航电分系统设计开发试验平台,通过总线上的故障注入和数据采集方法,实现机载嵌入式软件的系统测试。 相似文献
384.
385.
386.
亚燃冲压燃烧室在高空、高马赫数下工作时,其进气温度很高,冷却空气量少,给冷却设计带来很大困难.本文通过试验,研究了热障涂层和两种不同燃油喷射方式对某型亚燃冲压燃烧室隔热屏壁温的影响.结果表明:热障涂层对降低隔热屏壁温有一定的作用,喷油孔分布均匀的燃油喷射装置对冲压燃烧室冷却设计更有利.本研究可为亚燃冲压燃烧室的冷却设计... 相似文献
387.
扩张段注气对扩张型双喉道喷管起动的影响研究 总被引:1,自引:0,他引:1
扩张型双喉道喷管存在起动问题,使喷管推力性能显著下降。为此,提出了扩张段注气解决喷管起动问题的方案,并利用数值模拟方法,针对二元扩张型双喉道喷管,研究了扩张段注气压比、注气位置等对喷管流动和性能的影响。研究结果表明:扩张段注气可以产生斜激波系和大的分离区,改变了扩张型双喉道喷管主气流通道的形状,减小了激波损失,解决了喷... 相似文献
388.
激波诱导控制推力矢量喷管实验及数值计算 总被引:2,自引:0,他引:2
采用实验方法,通过在二元收敛-扩张喷管扩张段引入二次流喷射,开展了激波诱导控制的流体推力矢量技术研究.实验过程通过喷管上、下壁面压力测量及出口射流纹影观测,研究了主流压力、二次流喷射压力以及二次流喷嘴几何(缝或孔)对推力矢量喷管性能的影响.同时,结合数值计算方法,对各实验工况下的喷管流场进行数值模拟,获得了实验手段难以得到的流场数据和性能,对实验结果进行了辅助分析.初步研究结果表明:在给定的实验条件下,主流压力越高,喷管推力矢量角越小,同时推力系数越大;二次流压力越高,喷管推力矢量角越大,同时推力系数减小;同孔喷射相比,采用喷缝几何下的上壁面激波诱导分离点更趋于向上游移动,分离点后压升显著,射流穿透能力强,对主流的扰动强烈. 相似文献
389.
混合火箭发动机在航天推进领域优势明显,但由于氧化剂和燃料相态不同,燃料退移的机理和特性比较复杂。采用自行编写的混合火箭发动机程序(HRM)模拟了这种发动机的非稳态工作过程。通过该程序实时数值求解了从氧化剂注入端到尾喷管的全部物理化学过程,并基于燃料表面上气固间的质量和能量耦合,运用燃料表面动态退移和两步计算方法,模拟了燃料退移。在与发动机推力和燃料退移量等实验数据对比的基础上,给出了燃料退移速率方程和燃料退移速率随燃烧室直径的变化规律,确定并分析了影响混合火箭发动机尺度效应的因素。 相似文献
390.
为研究辅助动力装置(APU)排气系统的冷却空气引射孔、引射缝以及飞机后整流罩形状等对冷却效果的影响,采用商业CFD软件Fluent,选用realizable k-ε湍流模型和DO热辐射模型建立了13个有不同引射孔位置、引射缝尺寸和飞机尾罩形状的排气系统流动和传热数值计算模型,得到了流场、温度场和热流分布。计算结果表明,冷却空气引射缝大小、引射孔的位置与形状面积以及后整流罩形状对APU排气系统的气膜冷却效果有重要影响。 相似文献