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941.
942.
943.
一种乘波前体进气道的一体化设计及性能分析 总被引:3,自引:2,他引:3
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning cone waverider inlet,OICWI)设计技术.基于一体化基准内锥流场和前体进气道设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值软件对设计的乘波前体进气道进行了仿真分析,结论如下:①OICWI的设计是遵循气动原理的.②一体化密切内锥乘波前体进气道的前缘形状、内收缩比及出口参数可以根据需求定量准确设计.③理论设计结果和模拟结果吻合一致,证明设计方法是正确可靠的.④数值模拟研究结果表明一体化密切内锥乘波前体进气道具有较好的出口流场均匀度及较高的流量捕获率和较高的总压恢复特性. 相似文献
944.
In order to establish an adaptive turbo-shaft engine model with high accuracy, a new modeling method based on parameter selection (PS) algorithm and multi-input multi-output recursive reduced least square support vector regression (MRR-LSSVR) machine is proposed. Firstly, the PS algorithm is designed to choose the most reasonable inputs of the adaptive module. During this process, a wrapper criterion based on least square support vector regression (LSSVR) machine is adopted, which can not only reduce computational complexity but also enhance generalization performance. Secondly, with the input variables determined by the PS algorithm, a mapping model of engine parameter estimation is trained off-line using MRR-LSSVR, which has a satisfying accuracy within 5&. Finally, based on a numerical simulation platform of an integrated helicopter/ turbo-shaft engine system, an adaptive turbo-shaft engine model is developed and tested in a certain flight envelope. Under the condition of single or multiple engine components being degraded, many simulation experiments are carried out, and the simulation results show the effectiveness and validity of the proposed adaptive modeling method. 相似文献
945.
946.
设计了一种侧喷型合成射流器,考察了射流器喷口结构尺寸对射流速度的影响,计算了不同喷口宽度下的动量系数,确定了喷口的最优尺寸,并在攻角为23°的NACA0015翼型进行了数值仿真模拟。结果表明,合成射流器可以有效的抑制边界层流动分离。同时设计了器件的加工工艺流程并完成了器件的加工。 相似文献
947.
948.
引入流量因子和效率因子,通过在稳态模型中修改流量因子和效率因子,模拟几种性能失效形式,分析了它们引起压气机和涡轮测量参数的变化.以发动机稳态模型为基础,构建优化部件性能参数的非线性约束模型,得到部件性能参数的衰退过程.在得到的性能参数基础上,代入到发动机稳态模型,得到对应的测量参数,同时滤掉噪声的干扰.又运用雅克比矩阵建立部件性能参数与测量参数的对应关系,得到的测量参数与非线性结果进行比较,证明了非线性约束模型计算发动机测量参数的优越性 相似文献
949.
激波与火焰的相互作用常发生在超声速燃烧和燃烧转爆轰过程中,为深入了解这一现象,采用带化学反应的三维Navier-Stokes方程,对平面入射激波及其反射激波与火焰的作用进行了计算研究,其中燃烧过程使用单步反应模型描述。研究结果显示:在受限空间内模拟激波与火焰作用,能更好地符合实验结果,从而体现出受限空间的三维效应;火焰在入射激波的作用下主要经Richtmyer-Meshkov不稳定而发生变形,此时火焰变形以物理作用为主,燃烧膨胀效果相对不明显;当反射激波与变形火焰再次作用后,火焰迅速膨胀变形,放热率维持在较高水平,此时化学反应过程起主要作用;在反射激波的作用下,变形火焰复杂三维涡结构的形成能强化热量与质量的输送,提高燃烧速率。 相似文献
950.
密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析 总被引:5,自引:11,他引:5
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。 相似文献