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871.
为掌握固定几何气动矢量喷管气动性能,通过CFD数值模拟的方法,研究了主流落压比、扩张段二次流落压比、扩张段二次流角度和引射对固定几何气动矢量喷管轴向推力系数的影响;主流落压比、扩张段二次流落压比和扩张段二次流角度对矢量角的影响;主流落压比、喉道二次流落压比和喉道二次流角度对喉道控制率的影响。结果表明:随主流落压比增大轴向推力系数增大,矢量角减小,喉道控制率减小;随扩张段二次流落压比增大推力系数减小,矢量角增大;随喉道二次流落压比增大,喉道控制率增大;随扩张段二次流角增大轴向推力系数减小,矢量角略有减小;随喉道二次流角增大喉道控制率增大;随引射方式增加喷管推力系数增大。 相似文献
872.
为了解决直升机机动飞行时涡轴发动机控制系统扭振不稳定性问题,根据扭矩动力传递链特点,设计了一种基于最小均方差(LMS)的自适应滤波器,以抑制自由涡轮转速中的扭振动态,并与常规的陷波滤波器效果进行了对比。仿真结果表明,在定旋翼转速下,陷波滤波器和基于LMS的自适应滤波器均能抑制1.90Hz对应的固定扭振分量,但后者能使扭振幅值降低至5%以下,滤波效果明显优于前者;同时,变旋翼转速飞行时,发动机端的扭振基频率会随着转速变化在1.30~2.20Hz变动,此时常规陷波滤波器不再适用,而基于LMS的自适应滤波器仍可显著抑制扭振动态。 相似文献
873.
针对四旋翼无人机控制模型耦合程度高、非线性关系复杂,设计了一种基于PID和LESO的控制方法,选取无人机的某个状态变量作为控制量,通过简化模型对状态变量进行解耦控制,进而在控制系统中加入线性扩张状态观测器(LESO),提高模型的抗干扰能力。通过仿真和实际飞行与传统PID方法进行比较,充分验证了自抗扰控制(ADRC)在无人机飞行控制中具有鲁棒性强、精度高、易于实现等特点。 相似文献
874.
变攻角下被动射流旋涡对高速扩压叶栅性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
对被动射流旋涡(PJV)控制高速扩压叶栅内的流动分离控制展开数值研究,并探究其在变工况条件下的适应特性。结果表明,PJV在设计攻角下可使叶栅总压损失系数降低5.2%,变攻角条件下的损失降低幅度最高可达7.8%,表明其具有较高的控制效率和良好的变工况适应特性。随着攻角的增大,吸力面分离位置提前,射流出口与分离区间的距离减小,PJV能够更为有效地促进附面层内低能流体与主流间的动量交换,使得壁面涡结构得到重新组织,并进一步影响通道涡、集中脱落涡等涡系结构的发展,从而推迟流动分离、减小损失。在综合考虑变攻角流场特性的前提下,应使PJV的作用位置位于分离区上游不远处,所研究的最佳射流位置位于叶片前缘上游40%轴向弦长处。 相似文献
875.
数值研究了合成射流控制高速压气机静叶栅吸力面角区分离,对比分析了不同射流结构对叶栅内流场结构及气动性能的影响。研究结果表明:合成射流通过周期性地吹气和吸气推迟角区分离、降低总压损失,由于吹气和吸气阶段的作用效果不同,使得叶栅出口损失系数的改善效果呈现出周期性波动。合成射流对通道涡以及角区二次流的有效控制是其取得良好控制效果的关键,当冲角为2°时,局部、全叶高方案最大可使总压损失系数分别降低22.2%和23.8%。由于局部叶高方案无法控制叶展中部的流动,造成该区域的尾迹损失增大,从而导致其流动控制效果弱于全叶高方案。两种射流结构都具有良好的变工况适应特性,全叶高方案在大冲角时逐渐体现出其优势,当冲角为4°时,总压损失系数的改善幅度相比局部叶高方案提高了2.8%。 相似文献
876.
877.
涡轮转子叶尖泄漏涡涡核稳定性及控制 总被引:2,自引:2,他引:2
以GE-E3第一级涡轮转子为研究对象,对转子叶尖泄漏涡涡核破碎特征和稳定性机理进行了分析和归纳。研究表明:叶尖泄漏涡涡核破碎的动力是离心不稳定性;发生失稳后,涡核区域迅速膨胀,形成低速的回流区;涡核的稳定性取决于螺旋因子和逆压梯度两个因素。然后,从涡核稳定性的角度开展了叶尖泄漏损失控制的研究,计算表明:叶尖叶型的负荷前移能够减少叶片尾缘附近间隙内的横向压力梯度;吸力面喉部位置以后型线拉直能够减少喉道后的扩压系数;通过这两个措施生成的新叶片能够有效地减弱叶尖泄漏涡,抑制涡核的不稳定性,减少叶尖泄漏流损失。 相似文献
878.
偏心撞击对撞击式喷嘴雾化特性的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
为研究偏心撞击对撞击式喷嘴雾化特性的影响,建立了求解自燃推进剂冷态射流撞击雾化过程的数值模拟方案,计算了不同偏心度条件下的射流撞击雾化过程。采用树形自适应加密算法直接求解不可压Navier-Stokes方程组,由分段线性的流体体积(VOF)方法对流体界面进行捕捉。结果表明偏心撞击会导致雾场发生偏转,当无量纲偏心度E为1/8时,雾场偏转角度约为9.2°,应控制加工偏差小于该值。随着偏心度的增大,液膜的偏转角度增大,理论推导得到的液膜偏转角度要小于数值计算得到的液膜偏转角度。正心撞击时燃料与氧化剂流强峰值接近,雾场的流强分布呈单峰分布。当发生偏心撞击时,由于燃料与氧化剂部分射流未参与撞击导致流强峰值出现交错,雾场的流强分布呈双峰分布,混合比的空间分布发生较大改变。正心撞击时撞击点下游液滴的速度分布近似呈轴对称分布,而偏心撞击之后的速度分布则呈中心对称分布。偏心撞击导致的射流动量损失使得雾化性能变差,当无量纲偏心度E为1/8时,一甲基肼(MMH)的Sauter平均直径增大约4.8%,四氧化二氮(NTO)的Sauter平均直径增大约5.8%。 相似文献
879.
飞机蒙皮零件具有外形复杂、尺寸大、刚性小、加工难度大等特点,近年来出现的蒙皮镜像铣技术可以实现蒙皮零件的高精度绿色加工。由于蒙皮毛坯存在成形误差,且其刚度小,装夹力和毛坯自身的重力也会引起变形,导致其实际型面与设计型面会存在一定的偏差。针对以上问题,提出了基于快速扫描的飞机大型蒙皮自适应加工技术,即通过在机激光扫描快速获取蒙皮实际型面,然后基于特征映射移植加工程序,快速生成适用于实际型面的加工程序的技术,并已将该技术成功运用于实际生产。所提出的自适应加工技术解决了蒙皮镜像铣技术的关键难题,能够高效生成加工程序并满足蒙皮零件的厚度精度和外形精度要求,有效提升了蒙皮的生产效率,为国产大飞机量产奠定了技术基础。 相似文献
880.