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881.
882.
The main objective of the turboprop engine control system is to ensure propeller absorbed power at a constant propeller speed by controlling fuel flow and blade angle. Since each input variable affects the selected output variables, there exist strong interactions between different control loops of a Two-Spool Turbo Prop Engine(TSTPE). Inverted decoupling is used to decouple the interactions and decompose the TSTPE into two independent single-input single-output systems. The multi-variable PI co... 相似文献
883.
884.
The design of the geometric shape of a helicopter fuselage poses a serious challenge for designers. The most important parameter in determining the shape of the helicopter fuselage is its aerodynamic coefficients. These coefficients are determined using two methods:wind tunnel test and computational fluid dynamics (CFD) simulation. The first method is expensive, time-consuming and limited. In addition, estimates in regions away from data can be poor. The second method, due to the limitations of numerical solution, the number of nodes and the used solution, is often inaccurate. In this paper, with the aim of accelerating the design process and achieving results with reasonable engineering accuracy, an engineering-statistical model which is useful for estimating the aerodynamic coefficients was developed, which mitigated the drawbacks of these two methods. First, by combining CFD simulation and regression techniques, an engineering model was pre-sented for the estimation of aerodynamic coefficients. Then, by using the data from a wind tunnel test and implementation of statistical adjustment, the engineering model was modified and an engineering-statistical model was obtained. By spending less time and cost, the final model provided the aerodynamic coefficients of a helicopter fuselage at the desired angles of attack with reasonable accuracy. Finally, three numerical examples were provided to illustrate the application of the pro-posed model. Comparative results demonstrate the effectiveness of the engineering-statistical model in estimating the aerodynamic coefficients of a helicopter fuselage. 相似文献
885.
886.
887.
可压缩流湍流度变热线过热比测量方法 总被引:3,自引:2,他引:1
开展了可压缩流中湍流度测量技术的研究,以满足高速风洞高精度试验能力的需求。以对流换热规律为基础,从理论上对可压缩流中热线金属丝热平衡关系式进行了推导,以此为基础,详细推导了恒温热线风速仪的响应关系式,得到了质量流量和总温灵敏度系数的显式表达式,建立了可压缩流中湍流度的求解方法。在马赫数为0.3~0.6范围内进行了湍流度测量试验,以响应关系式为数学模型,利用双曲线拟合方法对试验数据进行了拟合分析,求解得到了马赫数在0.3~0.6范围内流场湍流度约为0.3%~0.6%。对热线输出电压进行了频谱分析,根据频谱特性,利用低通滤波对频域信号进行了处理,有效降低了时域信号脉冲尖峰对湍流度求解的影响,滤波后求解得到马赫数在0.3~0.6范围内流场湍流度约为0.1%~0.3%,与前期测量结果相符。试验结果证明了所建立理论方法的正确性及利用恒温热线风速仪变过热比方法测量可压缩流湍流度的可行性。 相似文献
888.
超声速喷管性能优化研究与应用 总被引:2,自引:1,他引:1
基于重启全局最优化方法和高斯过程(GP)模型,以模型区流场指标为优化目标,对超声速喷管型面进行优化设计。给出0.6m连续式跨声速风洞流场测试结果,提出优化问题并验证了CFD计算的有效性。利用拥挤距离来控制重启局部优化算法的位置,实现更高效的重启全局最优化算法;利用高斯过程模型对喷管设计参数与模型区流场性能指标的关系进行建模,构造替代数学模型来执行优化搜索,以减少实际的CFD评估次数。结果表明:该方法能以较小的代价实现对喷管性能的优化,模型区马赫数方均根偏差由0.012降到0.001,马赫数梯度由0.049降到0。 相似文献
889.
基于非标准Lagrange函数的动力学系统的广义能量积分与Whittaker降阶法 总被引:1,自引:1,他引:0
周小三张毅 《南京航空航天大学学报》2017,49(2):269-275
研究基于非标准Lagrange函数的动力学系统的广义能量积分和Whittaker降阶方法。首先,基于指数Lagrange函数和Lagrange函数幂函数两类非标准Lagrange函数,定义了相应的Hamilton作用量,建立了该系统的Hamilton原理,给出了系统的Lagrange方程。其次,利用系统的Lagrange方程,建立了基于非标准Lagrange函数的广义能量积分存在的条件及形式。然后,将著名的Whittaker降阶法加以推广,得到了基于非标准Lagrange函数的动力学系统的Whittaker方程。最后,以算例验证了本文结果。 相似文献
890.
采用分子动力学模拟(MD)计算与差示扫描量热法(DSC)相结合,研究六硝基六氮杂异伍兹烷(CL-20)与推进剂主要组分间的相互作用,用理论键长变化趋势分析实验结果。分子动力学模拟计算键长变化趋势结果表明,CL-20与黑索今(RDX)、奥克托今(HMX)混合体系的引发键N—NO2键最大键长Lmax随温度升高显著的单调递增,且当CL-20与RDX、HMX共混后,键长普遍增大,更容易断裂分解;而CL-20与硝化棉(NC)、硝化甘油(NG)共混后各个键长均与单质状态下存在时的键长相比变化不大,一些键长均小于其单质状态下存在时的键长,推测CL-20与NG、NC键混合后稳定性较好,不易发生键的断裂分解。DSC结果表明,CL-20与RDX和HMX之间在大于156℃的较高温度条件下存在强烈的相互作用,CL-20与NG、NC之间没有明显的化学作用。 相似文献