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281.
282.
利用纹影技术研究了不同对流马赫数(Mc=0.28,0.38,0.72)可压缩混合层密度梯度场的特性。由纹影图像可以看出:具有可压缩效应(高M。数)的混合层存在不同程度的摆动。将纹影图像对比以后还发现:当Mc〈0.3时,在可压缩混合层中发现了类似于Brown—Roshko的结构,混合层看不出明显的摆动;随着可压缩效应的增强(对流马赫数Mc〉0.3),混合层开始摆动,并且随着对流马赫数的增大,混合层开始摆动位置向前移动。此外,还观察到不同对流马赫数下大尺度结构出现的区域有不同的特点。 相似文献
283.
水平井变质量流动压降规律实验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
水平井由于壁面孔眼流体的流入,造成沿水平井筒为流量不断增加的变质量流动。通过室内模拟实验,采用螺旋射孔钢管为实验管材,对壁面孔眼入流对主流压降的影响进行了研究。研究结果表明:随着注入比的增加,管中压降增大;由于入流与主流的掺混,将会造成一定附加压降,该值的大小与加速度压降和注入比两者间的比值成线性关系。考虑不同注入比条件,建立了井筒流动压降新模型,井筒中流动总压降为射孔管摩阻压降与附加压降两者之和,模型计算结果平均相对误差仅为7.5%,精度高于其他理论模型,从而为井筒流动和油藏流动耦合计算提供理论支持。 相似文献
284.
为了能够有效地降低飞机结构承力件的重量,针对飞机骨架,以加强框和普通框以及翼梁的概念设计为研究内容,通过对“敏度阈值“概念的分析,指出其不足,提出了“改进的敏度阈值“概念,并与“约束补偿“策略结合而形成新的拓扑优化算法,用于上述结构件的材料布局优化设计.多个算例中的拓扑优化结果均显示其结构型式十分新颖,值得深入地探讨.由此可以得出3点结论:(1)采用CAD/CAE和拓扑优化相结合用于飞机结构件的初始方案设计是可行的;(2)作者提出的“改进的敏度阈值“拓扑优化算法是有效的;(3)构建一种具有良好操作性的、有别于经验设计的飞机结构件概念设计新方法. 相似文献
285.
286.
287.
为解决自适应循环发动机性能在线自主优化问题,提出一种适用于三流道自适应循环发动机的智能自主优化控制方法,通过深度确定性策略梯度算法(DDPG)在线优化压比计划,实现控制规律自主寻优。本文在基准发动机特性图上给出了不同外涵面积下的等推力特性曲线,在此基础上给出了基准的最低油耗控制规律曲线。当发动机性能退化、或存在个体差异等偏离时,基准控制规律不再能使发动机性能最优,DDPG算法利用前期存储的数据对压比指令修正量进行训练学习,自主调整发动机控制规律。整机数值仿真结果表明,调整后亚声速巡航单位耗油率降低7.63%,与最低油耗点比较偏差0.03%。超声速巡航单位耗油率降低5.04%,与最低油耗点比较偏差0.01%。性能寻优算法可以在发动机性能偏离情况下实现发动机控制规律自主调节,达到最低油耗。 相似文献
288.
采用数值分析同试验相结合的方法研究了减涡器破裂转速问题。根据减涡器支撑环孔边的应力状态,设计了支撑环结构的模拟试验件,开展了单调拉伸载荷下的破坏试验,得到了体现结构应力特征的破坏参数。进而基于有限元方法,将模拟试验件的破坏参数引入减涡器支撑环破裂转速预测中,并对比了不同破裂准则对破裂转速预测结果的影响。分析表明:所设计的模拟试验件与减涡器支撑环的应力梯度吻合较好,可准确描述结构应力特征;局部塑性法和基于材料强度的方法预测破裂转速时结果更为保守,分别比平均应力法的预测值低15%和23%,对此类结构的破裂分析具有工程参考价值。 相似文献
289.
大型桁架式可展开航天结构在地面试验时,存在大挠度变形、精度低、泛用性差等结构特点,为提高地面试验有效性,提出了一种自适应多点悬挂重力补偿控制方法。首先,设计系统辨识算法和控制器算法,解决了多点耦合问题。其次,建立Simulink与Adams联合仿真平台,通过仿真分析选择算法参数,验证了算法的可行性。最后,以大型桁架式航天天线为对象,搭建重力补偿系统实验平台并进行实验验证。实验结果表明:控制系统在稳态环境和动态环境下均能快速收敛。稳态环境下,平均稳态误差为0.5503%;动态环境下,平均稳态误差0.526%。完成了航天结构天线的重力补偿,为多点重力补偿系统方案的实施提供建议和改进措施。 相似文献
290.