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281.
分析传统恒温热线热膜流速计(简称 HWFA)动态方程后,提出了一种新型HWFA 线路模型——主电桥预移相模型,推导出真实条件下小扰动动态响应方程,并按此原理设计制造了崭新的高性能 IFV—900型 HWFA 样机。该机全部革除了传统HWFA 的三个调节参量,大大地简化了调节步骤;不自激振荡的范围明显增宽,极大地减少了使用上的麻烦;频带宽度比当今世界流行的 HWFA 增宽了2~5倍;加上一系列智能化功能后使自动化程度达到了新的高度。这一新型 HWFA 的问世将可能导至 HWFA技术的重大改进和新的变革。首先阐明主电桥预移相模型的提出和真实条件下小扰动动态响应方程的推导。随后将用若干姐妹篇阐明动态方程频率响应调节元物理值的解析解,频率特性实验分析手段的电扰动试验响应情况的理论分析等内容。 相似文献
282.
周同礼 《南京航空航天大学学报》1992,(5)
本文研究了“飞机-拖索-拖靶”系统在空中的运动状态和系统各部分之间的相互影响。这一动力学系统在现代武器试验中有着重要作用。 飞机通过拖索拖拉着拖靶一同飞行,拖靶的运动反过来又通过拖索影响飞机运动,为了保持自身的正常飞行,飞机控制系统也要做相应的动作。本文在分析了拖索在空间的形状和张力分布以及拖索的飞行问题的基础上,给出了分析三者自身的运动规律以及它们之间相互影响的方法和飞机控制参数的变化。最后还通过实例进行了具体的分析计算,所得结果可供分析类似问题时参考。 相似文献
283.
本文针对三相谐振直流环节逆变器提出了三种电流调节方案,并对这三种调节方案进行了分析比较。电流调节△调制方案是零滞环的,它使得三相电流总是流向正确的方向,具有良好的动态特性,但谐波特性较差;相邻模态电流调制方案使逆变器在相邻的开关模态或零开关模态之间进行切换,谐波特性很好,动态特性不够好,而滞环控制电流调制器根据逆变器的实际情况选择开关模态(包括零模态),具有良好的动态特性和谐波特性,适用于三相谐振直流环节逆变器。文中给出了三种方案下的仿真波形,仿真结果的比较也于文后给出。 相似文献
284.
Li Sufen 《南京航空航天大学学报(英文版)》1994,(2)
DATAPROCESSINGONLINEARIZATIONOFHOT-WIREANEMOMETER¥LiSufen(DepartmentofPowerEngineering,NUAA29YudaoStreet,Nanjing210016,P.R.Ch... 相似文献
285.
激光法测量两相流是近年来开发的一项新技术,测量过程中需要存在合适的粒子。本文研究了用三维粒子动态分析仪(PDA)测量气固两相湍流流场时固体粒子的选择问题。试验过程中,运用几种不同的粒子作为煤粉粒子的模拟粒子进行测量和比较,结果表明:(1)粒子的特性参数是影响测量精度的重要因素之一;(2)测最气固两相湍流流场中粒子的运动特征时,应尽可能选择形状较规则、折射率大、尺寸分布合理、不易粘结且易于收集同时接近所要模拟的粒子性能的固体粒子,必要的时侯应结合粒子性能对测量结果进行修正. 相似文献
286.
287.
为提高旋翼他轴响应的预测,气动模型应当计入机动旋翼的尾迹畸变效应,而准确表示尾迹弯曲参数Kn是关键。为表达机动导致的各种效应,增广Peters-He有限状态尾迹模型可以吸收随飞行状态变化的Kn值。根据烟流实验,该参数随旋翼前飞速度、拉力和机动角速率而变化。旋翼的空气动力实验表明,旋翼轴接受准阶跃输入后,同轴及他轴的空气动力响应有过冲,且俯仰速率愈大,过冲幅值愈大。理论和实验结果的对比显示,为了正确计算机动飞行中的旋翼气动力,特别是操纵的他轴响应,应在模型中采用随状态变化的尾迹弯曲参数Kn。此外,在当前模型基础上联合动态尾迹畸变模型,计算出的旋翼力和力矩更接近试验数据。 相似文献
288.
根据新一代运载火箭CZ-5及其动力学相似缩比模型的助推支承、两个弯曲模态主方向的模态参数有显著差别的特点,推导了火箭地面风载荷在模态主方向的非定常气动弯矩系数,给出了非定常气动弯矩的计算方法,并通过坐标转换,得到风轴气动弯矩系数的计算公式。将非定常气动弯矩系数中与动特性有关的参数统称为动态弯矩因子,从而统一了所有类型火箭的地面风载荷非定常气动弯矩系数的计算公式。此外为简化助推器支承火箭地面风载荷的试验方法,给出了气动加速度和位移系数的计算方法,提出了加速度因子和动态位移因子的概念。通过对CZ-5缩比弹性模型的动特性和弯矩因子的计算,分析了支承筒和不同构型模型的影响,并根据各阶弯曲模态对应的不同响应因子的变化,证明了地面风载荷试验只计及一阶模态的合理性。建议采用弯矩和位移测量数据分析非定常气动系数,不宜直接采用加速度数据计算气动系数。 相似文献
289.
涡轮冷却器动态特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
应文江 《南京航空航天大学学报》1994,26(2):230-236
从飞机空调的温度控制系统设计的需要出发,首先用理论推导的方法求得涡轮冷却器的动态数学模型的结构形式,然后提出不用理论推导的方法求得涡轮冷却器动态数学模型的模型参数,而用辨识实验的方法求得涡轮冷却器的动态数学模型的模型参数。还推导了辨识的计算公式,论述了辨识实验的方法、步骤和结果。最后提出了涡轮冷却器动态特性的计算方法,并且以欧拉法为例论述了涡轮冷却器动态特性计算的具体公式和步骤。 相似文献
290.
对单桨常尾桨铰接式直升机机体-主减-族翼耦合系统动稳定性进行了分析研究。在建立的数学模型中,除了考虑机体沿侧向和纵向的平动,机身的横滚、俯仰和偏航,旋翼的挥舞和摆振外,还特别考虑了机身的横向运动及主减的摆动和传动特性。以某型直升机为基础的研究表明:挥舞对耦合系统的动稳定性有一定影响;不考虑挥舞和主减支承特性时,对耦合系统动稳定性的分析偏于保守;在合适的主减支承条件下,主减对耦合系统的动稳定性影响不大;旋翼的挥舞与主减的摆动是耦合的,这使主减的固有频率提高。 相似文献