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161.
增强大推力火箭发动机燃烧稳定性裕度的方法 总被引:2,自引:0,他引:2
针对重型运载大推力液体火箭发动机自发激励高频燃烧不稳定性的技术风险,总结和分析了影响大推力液氧煤油火箭发动机燃烧稳定性裕度的因素,主要包括燃烧室声学固有频率、燃烧室结构和喷嘴几何结构。结果表明:发动机喷注器附近的推进剂燃烧区、燃烧室收敛段对燃烧室声学固有频率有较大影响;燃烧室长度为燃烧室直径的0.205倍或0.205的奇数倍时有相对最好的燃烧稳定性;气液同轴式喷嘴长度为燃烧室一阶切向振荡频率的0.5倍时,能传递最大的振荡能量。最后,提出了一种增强燃烧稳定性裕度、避免出现切向振型高频燃烧不稳定性的燃烧室设计方法。 相似文献
162.
163.
164.
以某小流量超临界二氧化碳(SCO_2)离心压缩机为例,开展了近临界点SCO_2压缩机多工况数值模拟。研究发现:物性表格的分辨率对流场的计算结果影响较大,尤其是在冷凝区域,同时,物性的剧烈变化导致流场高梯度、强非线性使得近临界点SCO_2压缩机数值模拟存在极易发散的问题。通过精细调节物性表格分辨率以及库朗数等数值参数获得了多工况范围内的收敛解,与实验数据对比的结果表明:5×10~4 r/min转速下设计点进口工况最大相对误差为9.1%。设计了某5MW级热功率SCO_2布雷顿循环主压缩机并完成三维数值模拟。在保证效率基本不变的前提下,通过调整后弯角并与其他几何参数匹配,实现了压缩机压比及喘振裕度增加,并抑制了吸力面冷凝区域的发展。 相似文献
165.
CAPDP系统是一个适合于各类零件工序尺寸计算的系统。本文除了介绍它的特点外,还对其算法进行了全面而系统地介绍,包括工序尺寸的表示,名义尺寸及偏差的确定,名义余量和变化范围的确定,以及偏差和余量的调整,最后给出了计算实例。 相似文献
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167.
168.
针对无人机自动着陆过程中外部不确定性强,影响控制精度和飞行安全的问题,提出一种基于鲁棒伺服线性二次型(Linear Quadratic Regulator,LQR)的横航向自动着陆控制律设计方法。基于鲁棒伺服LQR设计滚转姿态保持内回路,设计航向保持/预选模态和航向信标(Localizer,LOC)截获与跟踪模态,实现横航向轨迹的稳定与精确跟踪。数字仿真结果表明,该方法具有较好的控制效果。 相似文献
169.
多变量飞控系统的稳定裕度分析 总被引:3,自引:1,他引:2
根据系统回差阵最小奇异值及通用相角-幅值裕度估算图,给出了在系统的输入和输出端所有通道的相角和幅值同时变化时系统的稳定裕度,它不仅可作为评价不同控制律鲁棒性优劣的指标之一,也是对古典单通道量测MIMO系统稳定裕度的补充。同时为了克服所得结果的保守性,采用了两种改进方法,并对某型飞机的侧向运动系统进行了稳定裕度的分析、比较。 相似文献
170.
离心压气机周向槽机匣处理方案的对比分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了提高一带小叶片离心压气机50%设计转速下失速裕度,设计了两套周向槽机匣处理方案,对实壁机匣和处理机匣压气机流场进行了数值模拟分析.计算结果表明:①第一套方案可以使压气机失速裕度提高10%,并且对压气机压比和效率影响很小,没有带来较大的压比和效率损失;②第一套方案对离心叶轮大叶片75%左右轴向弦长前尖部流场的改善是失速裕度提高的主要原因;③第二套方案没有提高压气机失速裕度,主要是由于开槽的位置不恰当和周向槽过深的原因. 相似文献