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711.
《中国航空学报》2021,34(5):466-484
Turbocharging is an efficient approach for addressing power reduction and oil consumption increase in aviation piston engines during high-altitude flights. However, a turbocharger significantly increases the complexity of a power system, and its considerably complex matching relation with the engine results in a coupling of failure modes. Conventional analytical methods are hard to identify failure-inducing factors. Consequently, safety issues are becoming increasingly prominent. This study focuses on methods for identifying failure-inducing factors. A whole-machine system model is established and validated through experimentation. The response surface method is employed to further abstract the system simulation model to a surrogate model (average error: ~ 3%) in order to reduce the computational cost while ensuring accuracy. On this basis, an improved Correspondence Analysis (CA)-Polar Angle (PA)-based Classification (PAC) is proposed to identify the key factors affecting the failure mode of turbochargers. This identification method is based on the row profile coordinates G varying with the numerical deviations of the key factors, and is capable of effectively identifying the key factors affecting the failure. In a validation example, this method identifies the diameter of the exhaust valve (e2) as the primary factor affecting the safety margin for each work boundary. 相似文献
712.
713.
《中国航空学报》2020,33(3):990-1005
Cooperative guidance strategy for multiple hypersonic gliding vehicles system with flight constraints and cooperative constraints is investigated. This paper mainly cares about the coordination of the entry glide flight phase and driving-down phase. Different from the existing results, both the attack time and the attack angle constraints are considered simultaneously. Firstly, for the entry glide flight phase, a two-stage method is proposed to achieve the rapid cooperative trajectories planning, where the control signal corridors are designed based on the quasi-equilibrium gliding conditions. In the first stage, the bank angle curve is optimized to achieve the attack angle coordination. In the second stage, the angle of attack curve is optimized to achieve the attack time coordination. The optimized parameters can be obtained by the secant method. Secondly, for the driving-down phase, the cooperative terminal guidance law is designed where the terminal attack time and attack angle are considered. The guidance law is then transformed into the bank angle and angle of attack commands. The cooperative guidance strategy is summarized as an algorithm. Finally, a numerical simulation example with three hypersonic gliding vehicles is provided for revealing the effectiveness of the acquired strategy and algorithm. 相似文献
714.
通过对融合体型机身进行表面测压和PIV(Particle Image Velocimetry)流动显示实验,研究了大攻角下鸭翼/边条对机身气动特性的影响规律.结果表明:加装鸭翼后攻角小于50°时机头区流动变化不大,超过50°攻角后,机头区法向力显著下降,并且随着攻角增加受影响区域向头部方向扩大;加装鸭翼致使鸭翼区截面法向力大幅增加.加装边条改善了边条区流动,边条涡对机头涡产生有利诱导,增大了边条区法向力.加装边条/鸭翼时,对机头区及鸭翼区流场的影响由鸭翼起主控作用,对边条区流场的影响由边条起主控作用. 相似文献
715.
传统的汽车风洞设计一般参考现有风洞的设计经验和沿用工程估算方法。扩散段是汽车风洞的主要部件之一,它的设计经验和估算方法通常基于均匀来流。笔者采用v2f湍流模型研究两种非均匀来流工况下,不同扩散角对扩散段流动的影响。模型风洞扩散段出口速度分布的数值模拟结果与试验结果的一致性表明:使用v2f湍流模型能够真实反映扩散段流动特性。与均匀来流相比,非均匀来流大幅度增加扩散段总压损失因数,约增加420%。壁面摩擦损失和流动分离损失的相互作用使风洞扩散段在某一扩散角下存在最小总压损失因数,且扩散段进口速度不均匀度越大,最优扩散角越大。 相似文献
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717.
基于滑模变结构控制理论,结合状态反馈原理,提出一种能命中目标并保证终端攻击角度约束的变结构制导律。该制导律在传统线性滑模面的基础上增加非线性函数,通过最优控制理论确定该函数,由此将线性滑模面转变成时变、非线性滑模面。仿真结果表明:该制导律对目标机动有良好的鲁棒性,能够满足期望的终端攻击角约束,并避免了制导初期过载较大的缺陷,方法简单,易于工程实现。 相似文献
718.
薄壁精密罐多道次缩口过程及其机理 总被引:2,自引:0,他引:2
基于薄壁精密罐的多道次缩口工艺,分析了各道次缩口材料的变形行为,对首道次缩口与后续道次缩口进行区分,给出在不同道次缩口中缩口入模角的定义,探讨了各道次间缩口行程的控制规律,并利用有限元数值模拟进行了验证,采用专用实验设备所获得的实验结果也证实了该规律,决定了不同道次解析分析的基础不同;基于主应力法推导出了不同道次缩口载荷计算公式,证实各道次缩口工艺中最佳入模角的存在,载荷计算结果与实验结果较为吻合,并计算得出缩口载荷随凹模入模角的变化规律. 相似文献
719.
电离层层析成像(Computerized Tomography, CT)是一个有限视角问题, 水平射线的缺失造成CT结果垂直分辨率的严重下降. 很多人直观地认为低仰角射线可以弥补水平射线的缺失, 然而本文的理论分析和数值模拟研究结果表明, 低仰角射线对CT结果的影响十分微小, 其无法弥补水平射线缺失所带来的垂直分辨率的下降. 模拟结果显示, 增加低仰角射线前后CT反演结果几乎没有变化; 而去掉680条低仰角射线和高仰角射线后, CT反演结果差别巨大; 去掉680条低仰角射线的CT结果与模型吻合很好; 去掉680条高仰角射线的CT反演结果失真严重, 几乎无法恢复模型的扰动特征. 相似文献
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