直升机机身表面温度场建模与数值分析

为了解得合理的直升机整机温度分布,在直升机机身表面温度场建模中综合考虑了机身蒙皮、排气系统、旋翼下洗和太阳辐射等方面的影响,并进行了数值模拟和排气系统-后机身一体化局部缩比模型的实验验证.研究结果表明:①由于辐射换热的影响,后机身内部混合管附近的表面温度升高了15 K左右;②单层蒙皮的表面温度受内部高温部件的热辐射影响...     

LoFllTM技术在试车台上的应用

LoFloTM车台在气动性能、声学性能等方面与国内车台相比具有一定的优势。近几年随着计算机技术的发展,MDS、ASE、CENCO等国外公司已纷纷采用各种软件来模拟和计算,而国内车台还主要依靠经验设计。     

基于逆误差补偿的非线性导弹控制器设计

提出了一种基于动态逆在线误差补偿的非线性导弹动态逆控制设计方案。首先运用动态逆的双阶段设计方法设计了导弹的逆控制器,第一阶段采用动态逆方法设计快回路控制器实现对滚转、偏航和俯仰三个通道角速度的跟踪;第二阶段实现慢回路对滚转角、侧滑角和迎角的跟踪;然后,设计了具有补偿信息,并用于在线补偿动态逆误差的控制方案,并将其应用于导弹控制系统的设计中以增强其鲁棒性。通过仿真分析,验证了该方法的有效性。     

烧结温度对Mn-Zn铁氧体吸波性能的影响

研究Mn-Zn铁氧体的烧结温度对其微波吸收性能的影响,选用了5种烧结温度制备铁氧体,并对其作了X-射线衍射相组成分析。实验表明采用1500℃高烧结的铁氧体较其他温度下烧结的吸波性好。     

掺混段收敛对出口温度场影响的试验与模型计算

在二元试验燃烧室上，就不同掺混段收敛比对出口径向，周向温度分布及出口温度分布系数的影响作了试验研究。试验时燃烧室进口为常温。出口为常压，温升范围380-560℃。掺混通道面积收敛比分别为1.23,1.67,2.57。本同时发展了掺混段收敛时，预估燃烧室出口径向温度分布的计算方法。模型计算结果和二元燃烧室试验结果相吻合。     

多孔壁稳定器试验研究

为了研究普通V型稳定器壁面过热问题，采用了壁面开孔的方法，在试验状态和供油方式相同的情况下，对不同开孔率的稳定器进行了燃烧性能试验。结果表明，壁面开也使稳定器壁温明显下降，对点火和贫油熄火范围影响不大，富油熄火范围略有减小。     

基于神经网络的电动加载系统

 针对电动加载系统中多余力矩的干扰 ,提出了基于RBF(径向基函数 )神经网络的新型复合控制策略 ,与传统的BP神经网络相比 ,没有局部最小问题。由于系统非线性和时变性 ,特别在多余力干扰下传统控制方法如PID很难得到满意的控制效果。提出的复合控制方法主要由神经网络PID和前馈补偿器组成 ,通过仿真与试验 ,控制器有效的减少了多余力矩对系统的影响 ,改善了加载系统的动态性能。     

航空发动机燃烧室出口温度场稳定性的研究

本文概述了航空发动机燃烧室出口温度场研究的重要性；简明介绍了出口温度分布的评定指标。就某机燃烧室的出口温度场数据，用统计分析方法进行了径向、周向、热区、温度分布系数的研究，得到温场的分布规律。研究表明：余气系数决定平均温度，火焰简进气规律影响沿叶高温度分布．局部扇面叶高分布有一定变化且与进气结构有关。     

进口温度畸变对涡扇发动机稳定性影响的试验研究

报告较详细地介绍了在温度畸变条件下某型小涵道比涡扇发动机稳定性的评定试验.试验在中国燃气涡轮研究院地面试车台上进行.热扰动是由安装在发动机进口前的氢燃烧温度畸变发生器产生的.在燃烧区为60°、120°、180°、240°、300°、360°时,发动机低压转子换算转速为60%、80%、95%及两个充填容积的条件下进行了各项试验.试验确定了发动机进口面平均相对临界温升与发动机工况、周向“热区”范围、温升率的关系;比较了发动机稳态与过渡态时面平均相对临界温升的关系;得到了发动机的周向温度畸变敏感系数,最终确定了对发动机稳定工作影响最大的一组温度畸变参数.此外还评定了防喘系统的效能.试验中发现该发动机的失速首先发生在高压压气机.     

弹用涡喷发动机燃烧室出口温度场试验与分析

介绍了弹用涡喷发动机燃烧室部件试验，对试验结果进行了全面的分析，指出燃烧室模拟试验与发动机实际工况之间的差别，产生差别的原因以及试验修正的方法。通过试验数据的分析与处理给出了某弹用涡喷发动机燃烧室出口向温度分布、出口温度场和无因次温度场，分析结论可用于弹用涡喷发动机燃烧室出口温度场预测和涡轮导向器叶片热设计。