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801.
组合循环发动机飞机/发动机性能一体化分析 总被引:4,自引:2,他引:2
采用飞机/发动机一体化分析方法,开展了两种典型组合循环发动机方案(方案一为涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机,方案二为涡轮/引射冲压/双模态超燃冲压组合发动机)总体性能对比研究。基于给定的马赫数为65巡航的高超声速飞行器的飞行任务需求,进行了约束分析与任务分析,优选出满足约束条件下的飞行器起飞推质比和机翼载荷,得到了相应的飞行器起飞总质量和海平面起飞推力,并进行了两种方案的对比研究。结果表明:在完成相同的飞行任务下,方案一的起飞总质量与方案二相当,前者比后者减小了26%;方案一的起飞推力比方案二高出103%;基于涡轮发动机水平,方案一和方案二分别需要采用两台海平面起飞推力为129kN和119kN量级的涡轮发动机。此外,飞行器起飞总质量随巡航距离增加而显著增加,巡航距离为4000km时,两种方案的起飞总质量将达到85t左右。 相似文献
802.
803.
对双馈感应发电机(DFIG)的两种直接功率控制(DPC)策略进行比较研究。根据DFIG的数学模型,导出对DFIG进行DPC的统一控制模型;首先设计基于滞环比较器的直接功率控制(HCDPC)策略,采用开关型滞环控制器,直接实现定子有功功率和无功功率的解耦控制;其次将SVM技术应用于DPC,提出SVMDPC策略,根据DFIG定子有功、无功功率偏差,采用PI调节器,直接实现定子有功、无功功率的解耦控制;最后对两种DPC策略进行试验研究,验证了两种DPC策略的正确性和可行性,并对其控制性能进行了对比评估。 相似文献
804.
Micropen激光直写柔性布线系统的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了一种基于激光直写的电路板柔性布线方案。给出了其系统硬件组成,重点阐述了Micropen浆料泵送单元,最后简单的介绍了系统控制模块并对实验结果进行了分析讨论。 相似文献
805.
针对 CAD,CAPP,NC各系统对形状特征的不同认识、需求的特点 ,提出基于加工的形状特征分类和分层特征表示方法。利用面向对象技术对各类特征进行封装处理 ,提供用户合理的访问权限和全面有效的信息 相似文献
806.
采用作者自己发展的柱坐标系中的谱方法对受周向扰动后的涡环的非线性演变过程以及向湍流转捩的初期行为进行了直接数值模拟。结果表明,在自诱导与整体应变场的作用下涡线逐渐前倾,与z轴成45°角,并逐渐拉伸,扰动增长的结果是小尺度运动以能量级串方式逐渐生长,最终向湍流转捩;与稳定性预测一致,扰动波不沿周向传播。 相似文献
807.
简要介绍了三翼面布局的飞机以及直接力控制的基本原理,某三翼面战斗机气动计算证实了直接力控制的可行性,最后总结了三翼面布局。 相似文献
808.
现代喷气式飞机的主要噪声源之一是在机翼的尾缘及喷流发动机的出口处,即流体流过尾缘时产生的强烈脉动,目前这类脉动产生噪声的机理尚不清楚。用直接数值模拟的方法,研究了二维亚音速情况下,上下来流相同的流体流过无限薄平板时。平板单边的T-S波和尾缘及尾迹流相互作用产生声场的可能性。结果表明,尾迹流中的Lighthill应力张量能在远场产生声场。此时声源不是点,而是一个区域,该声场的波动特征主要依赖于定常尾迹流的速度分布产生的不稳定扰动。 相似文献
809.
激光快速成形镍基高温合金研究 总被引:18,自引:1,他引:18
在单道熔覆及薄壁墙试样制备的基础上 ,大致确定出Rene′95激光快速成形时的工艺参数和每层沉积高度 ,根据此高度对零件的CAD模型进行分层切片处理 ,生成二维平面信息 ,经过数据后处理并加入加工参数 ,生成数控信息输入成形系统 ,控制成形系统的沉积过程顺序完成各层的成形制造 ,直至加工出与CAD模型相一致的具有复杂外形的致密的金属零件。成形所用激光功率 16 0 0W ,扫描速度 3mm/s ,送粉速率 6 2g/min ,载气流量 0 3m3 /h ,所制零件总高 112mm(共沉积 380层 ) ,壁厚约 3mm ,每层沉积高度为 0 3mm ,零件具有良好的外形和尺寸精度。结果表明 :激光快速成形Rene′95镍基合金组织致密 ,成分均匀 ,沿成型高度方向具有定向凝固组织特征 ,具有较高的力学性能 但由于成型时存在很高的残余应力 ,容易导致开裂 ,通过基板预热可减缓应力。 相似文献
810.