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241.
航空发动机在鲁棒控制器设计过程中存在飞行包线区域难以系统划分的问题,为此,提出基于推力耗油率特性和基于动压耗油率特性的航空发动机飞行包线划分法。根据某型涡扇发动机在全包线范围内稳态工作时的推力、耗油率及动压特性,结合大气条件的客观规律,通过两种划分方法将飞行包线划分为65 个区域,用每个区域对应标称点的参数代替其周围小偏差区域和边界点参数。通过对该发动机全包线内各区域标称点与边界点参数的对比,证明两种方法均对全飞行包线划分有效,可为后续航空发动机控制器设计提供理论基础。 相似文献
242.
加速控制计划直接影响了发动机的响应速度以及运行安全。为了提高发动机响应能力,提出了一种基于等温度线的发动机全包线加速控制计划。分别针对稳态和动态过程开展相似换算误差分析,证明并验证了关键参数在等风扇进口温度时,具有较高相似换算精度的规律。基于此换算误差理论,提出全包线加速控制计划改进方法,该方法在不同等风扇进口温度下设计多条加速控制计划,再通过线性插值得到包线内不同等温线下的加速控制计划。结果表明,改进后的加速控制计划相比于传统单点优化得到的加速控制计划,发动机加速至最大转速的98%所需的时间减少了7.2%,最大转速提升了1%,且风扇、压气机喘振裕度和涡轮前温度等均未超出限制值。因此,该方法相比于传统单点优化方法既提升了在包线内获取的加速控制计划的精度,又确保了发动机在包线内安全稳定工作的前提下更好的发挥加速性能。 相似文献
243.
本文运用黑子半影模型研究了中介湍动场对太阳大气中CaII K线的影响。结果表明,空间分辨率的提高以及湍动元长度的增加均可导致观测谱线轮廓的不对称。当湍动元长度小于40km时,中介湍动场可以用微观和宏观湍动的组合来模拟,对大气模型及谱线轮廓的计算基本无影响;但当湍动元长度大于40km时,这种简化的处理方法可能导致大气模型上层色球温度偏高。文中通过一个计算实例,说明了在太阳大气模型计算中,只用中介湍动也可能使谱线的理论轮廓同观测基本相符。 相似文献
244.
梁式构件动力学响应分析的集总参数方法 总被引:3,自引:0,他引:3
详尽阐述了一种适用于梁式构件动力学响应分析的集总参数方法——有限段方法。采用有限段方法建立柔性梁式构件的离散模型,基于Kane方程的Huston方法建立柔性多体系统动力学方程。该方程计入了梁式构件的几何非线性变形的惯性影响,在求解过程中,引入了相对位移的模态变换以提高计算效率。通过典型实验验证了有限段方法可以解决具有几何非线性变形的柔性梁式构件的多体系统动力学问题。 相似文献
245.
246.
CompactPCI/PXI关键技术的发展与应用 总被引:2,自引:0,他引:2
CompactPCI技术具有高速、高性能、高可靠、热插拔、高可用、标准化、模块化、开放性等特点 ,被广泛应用于工业自动化、测量自动化、信息产业等领域 ,并正在迅速向其它领域扩展 ,同时其自身也处在不断地完善和发展过程中。本文综述了中国CompactPCI/PXI的关键技术发展及其应用。 相似文献
247.
248.
249.
本文根据能量天气学原理,利用数理统计方法,对哈尔滨太平国际机场1995-1997年的资料进行综合分析,建立了雷暴预报的AmK模式、总温度模式和经验预报模式,在此基础上建立了一个雷暴集成预报模式,并在计算机上实现了自动分析、处理和预报,经回报检验和试报,效果较好。 相似文献
250.
针对超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀导致的壁面退移,基于动网格技术建立了相应的动态仿真模型,实现了对不同燃烧室条件下喷管化学烧蚀率的预示。初步稳态计算得到喉部烧蚀率为0.048 6 mm/s,高出试验结果5.67%,验证了仿真设置的合理性。以此状态结果为瞬态计算的初场,进行相应的化学烧蚀动态仿真计算。该喷管的矢量角放大系数在0.5 s仿真时间内因壁面退移减小了0.42%,对称面下侧分离线结构附近因燃气流动受阻成为喷管烧蚀最严重的位置,烧蚀率为0.074 5 mm/s。增大燃烧室压强或温度,会导致同周向位置的分离线后侧与前侧壁面烧蚀率比值减小。对于分离线附近型面变化较小处,压强5.5 MPa增加到7.5 MPa,该比值减小了10%,温度3200 K增加到3600 K减小了15%。 相似文献