搜索结果: 106-120 共查到“知识库 航空、航天推进系统”相关记录247条 . 查询时间(1.739 秒)
基于滑模变结构的永磁同步电机精确线性化控制
永磁同步电机 滑模变结构 精确线性化
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2009/4/1
永磁同步电机是一个多变量、非线性、强耦合系统，从非线性动态数学模型出发，应用精确线性化理论，实现了永磁同步电机系统的输入-输出线性化与解耦。通过线性化模型设计速度跟踪控制律，用指数滑模变结构控制器来设计电流调节器，算法简单实用,提高了速度跟踪的快速性和精确性。仿真和实验结果表明，该控制策略具有理想的动态性能和良好的鲁棒性。
金属橡胶减振器用于发动机安装减振的研究
金属橡胶 减振器 发动机安装 振动
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2009/4/1
为减小发动机传递至飞机机身结构的振动，设计了金属橡胶减振器用于航空发动机安装。对该金属橡胶减振器进行了动力学建模研究，采用有限元技术对安装减振器前后的飞机全机结构进行了仿真分析，初步表明了该设计对结构频率影响较小，但能引入较大阻尼，降低响应水平。在理论分析基础上，进一步将设计制造的金属橡胶减振器安装于某型飞机，进行地面开车，实测了应用减振安装前后飞机的动力学响应。结果证明了发动机减振安装的可行性与...
脉冲等离子体气动激励抑制翼型吸力面流动分离的实验
航空航天推进系统 等离子体气动激励 翼型
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2009/3/26
为了提高等离子体气动激励控制附面层的能力，进行了脉冲等离子体气动激励抑制NACA 0015翼型失速分离的实验，研究了等离子体气动激励电压、位置、占空比和脉冲频率等对流动分离抑制效果的影响。在来流速度为72 m/s时，等离子体气动激励可以有效地抑制翼型吸力面的流动分离，翼型的升力增大约35%，翼型的临界失速迎角由18°增大到21°。实验结果表明：分离越严重，来流速度越大，有效抑制翼型失速分离的阈值电...
一种改进的轴流涡轮叶尖对泄漏流影响的数值研究
叶尖间隙高度 叶尖泄漏涡 肋条叶尖 被动控制
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2009/3/20
结合基于压力修正的采用雷诺应力湍流模型加壁面函数的三维计算流体力学程序，通过改进涡轮叶尖表面结构以期减小叶尖间隙泄漏损失，即在传统叶尖边缘镶嵌肋条的基础上倾斜压力面肋条，对这种改进叶尖的某一轴流涡轮转子的泄漏流场进行了数值研究，并详细分析了不同肋条高度和肋条深度对泄漏流场的影响，最后计算了涡轮效率。结果表明：通过改进的涡轮叶尖对泄漏流动进行被动控制，压力面斜肋条可以阻碍泄漏流动，同时叶尖区域回流区...
一种平面埋入式进气道气动特性的试验
航空航天推进系统 埋入式进气道 气动特性
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2009/3/20
针对一种平面埋入式进气道开展了高速吹风试验研究，获得了沿程静压分布、出口总压恢复图谱、基本气动性能和压力脉动特性。结果表明：沿程静压分布曲线显示，气流绕前唇口流动是先膨胀加速后减速扩压，进入内通道后上壁面静压均高于下壁面；巡航状态Ma0=0.7，α=2°，β=0°时，进气道总压恢复系数σ=0.951，综合畸变指数W=3.55%，具有较高的性能；当Ma0=0.6~0.8，α0=-4°~6°，β=0°...
层板发汗冷却结构的非均匀温度分布受热皱损的求解
发汗冷却 结构层板 热皱损
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2009/3/9
液体火箭发动机发汗冷却推力室的结构层板可能出现受热皱损。采用三边简支、一边自由的矩形薄板，应用伽辽金法，提出满足边界条件的试函数，求解了层板的扩散流动区任意温度分布下的非均匀热应力的结构稳定性问题。以温度分布为线性时的热应力为例，分析了典型的层板发汗冷却结构的受热变形，获得了层板发汗缝隙宽度和层板厚度之间的关系，并与均布热应力计算结果进行了对比，得到了避免层板受热皱损的更精确的计算方法。
层板孔隙结构中两个任意尺寸半球形珠状发汗的蒸发与燃烧速率分析
燃烧 蒸发 发汗
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2009/3/9
针对微重力条件下层板孔隙结构中两个相邻任意尺寸半球形珠状发汗的蒸发与燃烧过程，建立了相应的数学物理模型；在双球坐标系中求解分子扩散传质偏微分方程，得到发汗液珠的分子扩散组分分布的解析解和扩散速率表达式；分析得到在常温、高温条件下蒸发以及燃烧状态下发汗液珠的相互作用因子式，计算了相互作用的发汗液珠在不同条件下的发汗蒸发量以及变化趋势。
超燃冲压发动机性能的初步分析
高超声速飞行器 超燃冲压发动机 性能分析
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2009/3/9
超燃冲压发动机是发展高超声速技术的关键，以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义。用热力循环的方法对超燃冲压发动机的性能作了初步的分析，建立了超燃冲压发动机准一维性能计算分析模型，并分析了一些影响参数对发动机效率的影响。准一维的性能计算方法可作为多层次高超声速动力推进系统性能计算模型的第一层次的计算模型，具有简单、快捷的特点。影响参数...
多用途战斗机/涡扇发动机一体化循环参数优化
约束分析 任务分析 一体化优化设计
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2009/3/9
针对多用途战斗机的特点，发展了基于飞/发一体化的涡扇发动机循环参数优化设计模型和相应的计算程序，优化设计模型中包括双变量控制涡扇发动机特性计算模型、进排气系统安装特性计算模型、飞机气动特性分析模型、重量组成分析模型、任务剖面分析模型、约束分析与任务分析模型和优化计算模型等。重点研究了多用途战斗机约束边界的获得方法，利用多岛遗传算法和自适应模拟退火优化算法，分别对现役多用途战斗机、不加力超声速巡航多...
风扇/压气机气动设计技术与挑战--用于大型客机的大涵道比涡扇发动机
大型客机 大涵道比发动机 风扇 压气机
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2009/3/9
对用于大型客机的大涵道比涡扇发动机的风扇/压气机气动设计技术现状及其发展趋势进行了概述，分析了其技术难点，旨在说明我国发展高性能大涵道比涡扇发动机在风扇和压气机方面将面临的一些挑战，并分析亟待突破的一些关键技术。
高温低周应变疲劳的三参数幂函数能量方法研究
低周疲劳 寿命 预测
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2009/3/5
对Manson-Coffin方程、拉伸滞后能寿命模型和三参数幂函数公式进行了应用研究，提出了三参数幂函数能量方法，并用某高温合金900℃低周疲劳数据进行了验证研究。通过寿命预测分散带和标准差的比较发现：三参数幂函数能量方法的低周疲劳寿命预测能力较Manson-Coffin方程和三参数幂函数公式的寿命预测能力有较大的提高；用三参数幂函数能量方法确定的循环应力应变曲线比用Manson-Coffin方...
固体火箭发动机塞式喷管两相流场与性能分析
固体火箭发动机 两相流 数值模拟
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2009/3/5
为了解固体发动机塞式喷管中两相流场的特点和性能的情况,采用欧拉拉格朗日两相方法对二维全长塞式喷管的两相流场进行了计算。将纯气相流场和两相流场进行了比较，结果表明由于颗粒相的存在使气流的比热比减小，使得低空环境中，塞锥表面的压强峰后移；高空环境中，塞锥表面的压强会升高。大直径颗粒的运动轨迹受外界反压和塞锥气流变化的影响小，小直径颗粒的运动轨迹受外界反压变化和塞锥气流变化的影响大;在两相流性能方面塞...
航空发动机高速滚子轴承动态特性分析
滚子轴承 动态特性 拟动力学
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2009/3/5
高速滚子轴承的动态特性对航空发动机转子系统的性能有重要的影响，为得到较准确的轴承动态性能，采用拟动力学法建立承受四自由度载荷的滚子轴承动力学分析模型，模型中各零件之间的力和力矩由建立的轴承零件相互作用模型计算得到，并使用较精确的弹流模型计算拖动力，给出了非圆滚道轴承动态性能的计算方法。通过算例分析了工况参数和结构参数对滚子轴承动态特性的影响规律，最后通过实验结果验证了程序的可靠性。滚子轴承动态特性...
航空发动机高速球轴承动态特性分析
球轴承 动态特性 拟动力学
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2009/3/5
高速滚动轴承的动态特性对航空发动机转子系统的性能有重要的影响，为尽可能真实模拟轴承实际运转情况，建立轴承零件相互作用模型得到各零件之间力和力矩，使用较精确的弹流模型计算拖动力，采用拟动力学法建立任意受载的球轴承动力学分析模型，提出了工程中非线性方程组的高效解法。编制调试了计算程序READ(RollingElementbearingAdvancedDynamicstool)，以276927NK1W1...