Name: 가변 사이클 엔진 모델링을 위한 신속한 방법 (동영상) | JoVE Journal
Uploaded: 2019-08-13T13:00:00.000+00:00
Duration: 4 min 58 s
Description: 학습하세요 가변 사이클 엔진의 수학적 모델링 방법을 GasTurb13 소프트웨어와 기존 엔진 데이터를 활용하여. 이 프로토콜은 복잡한 프로그래밍 없이 항공우주 공학 연구자들이 신속하게 모델을 구축하고 성능 분석을 수행할 수 있도록 합니다.

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이 연구는 중앙 대학에 대한 기본 연구 기금에 의해 투자되었다, 보조금 번호 [아니. NS2018017].

1. 모델링 전 준비
<ol><li>설계 점 성능을 가져옵니다.<ol>
<li>오픈 가스터브 13. 가변 사이클 엔진을선택합니다.</li>
		<li>기본 열역학을클릭합니다. 사이클설계를 선택합니다. 오픈 데모바리크.CVC.</li>
		<li>엔진 설계 포인트 성능을 가져옵니다. 창 의 오른쪽에 표시됩니다.</li>
	</ol>
</li>
	<li>구성 요소 맵을 가져옵니다.<ol>
<li>오픈 가스터브 13. 가변 사이클 엔진을선택합니다.</li>
		<li>끄기 디자인을클릭합니다. 표준맵을 선택합니다. 오픈 데모바리크.CVC.</li>
		<li>오프 디자인 포인트를클릭합니다. 그런 다음 LPC, IPC, HPC, HPT 및 LPT를선택합니다. 따라서 모든 구성 요소 맵을 가져옵니다.</li>
	</ol>
</li>
</ol>2. VCE20,21,22의 각 구성 요소 모델링
<ol><li>VCE의 단일 구성 요소를 모델링합니다. 고압 압축기의 예입니다.<ol>
<li>오픈 매트랩. 시뮬링크를클릭합니다. 빈 모델을두 번 클릭합니다.</li>
		<li>라이브러리를 클릭하고 모델링할 함수를 배치합니다.</li>
		<li>함수를 두 번 클릭합니다. 압축기의 작동 원리에 따라 압축기의 열역학 방정식이 설명되어 있습니다. 그런 다음 MATLAB함수로 방정식을 설명합니다.</li>
		<li>MATLAB 기능을완료 한 후 압축기의 입력 및 출력을 가져옵니다.</li>
		<li>하위 시스템을 사용하여 모듈을 마스킹합니다. 그런 다음 "압축기"로 이름을 바꿉니다. 지금까지는 "압축기"라는 하위 시스템 모듈이 설치되었습니다.</li>
	</ol>
</li>
	<li>동일한 단계를 사용하여 입구, 팬, 덕트, 코어 구동 팬 스테이지(CDFS), 바이패스 믹서, 압축기, 버너, 고압 터빈, 저압 터빈, 믹서, 애프터버너 및 노즐을 포함한 모든 구성 요소의 하위 시스템을 얻을 수 있습니다.<ol>
<li>각 구성 요소의 출력을 다음 구성 요소의 입력과 결합합니다.</li>
	</ol>
</li>
</ol>3. 전체 모델의 솔루션
<ol><li>전체 모델의 동적 공동 작업 방정식을 생성합니다.<ol>
<li>동적 공동 작업 방정식을 생성합니다. 다음 6개의 독립적인 공동 작업 방정식을 구성합니다.</li>
		<li>버너의 입구 및 출구에 대한 유동 균형 방정식을 결정합니다.<img alt="Equation 1" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ01.jpg"> W (주)W a3: 압축기 출구 섹션 공기 흐름, Wf: 버너 연료 흐름, Wg44: 고압 터빈 입구 가스 흐름.</li>
		<li>저압 터빈의 입구 및 출구에 대한 유량 균형 방정식을 결정합니다.<img alt="Equation 2" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ02.jpg"> W (주)W g44: 저압 터빈 입구 섹션 가스 흐름, Wg5: 저압 터빈 출구 가스 흐름.</li>
		<li>노즐의 입구 및 출구에 대한 유량 균형 방정식 을 결정합니다.<img alt="Equation 3" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ03.jpg"> W (주)W g7: 노즐 입구 가스 흐름, Wg9: 노즐 배출 가스 흐름.</li>
		<li>리어 믹서 입구에 대한 정적 압력 균형 방정식 을 결정합니다.<img alt="Equation 4" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ04.jpg"> P (주) s163: 메인 외부 바이패스 출구의 정적 압력, Ps63: 내부 바이패스 출구의 정적 압력.</li>
		<li>팬 입구 및 출구의 유량 균형 방정식 을 결정합니다.<img alt="Equation 5" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ05.jpg"> W (주)W a2: 팬 유입 공기 흐름, Wa21: CDFS 입구 공기 흐름, Wa13: 서브 외부 바이 패스 유입 공기 흐름</li>
		<li>CDFS 출구의 흐름 균형 방정식 결정:<img alt="Equation 6" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ06.jpg"> W (주)W a21: CDFS 입구 공기 흐름, Wa125: CDFS 바이 패스 입구 공기 흐름, Wa25: 압축기 입구 공기 흐름.</li>
		<li>위의 6개의 독립 방정식은 다음 방정식을 구성합니다. <img alt="Equation 7" src="/files/ftp_upload/59151/59151equ07v2.jpg">
</li>
	</ol>
</li>
	<li>TMATS의 N-R 반복 솔버를 사용하여 위의 방정식을 해석합니다.<ol>
<li>솔버를 사용하여 공동 작업 방정식을 해결하기 전에 N-R 반복 솔버를 설정합니다. 모델링 프로세스에 따르면, 다음 6 초기 추측을 선택: 팬의 구성 요소 지도 보조 라인, CDFS, 고압 압축기, 고압 터빈 및 저압 터빈 β1, β2, β 3, β4, β5,하위 외부 바이 패스 유입 흐름.</li>
	</ol>
</li>
</ol>

<ol><li>Bin, L., Min, C., Zhili, Z. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Steady+Performance+Investigation+on+Various+Modes+of+an+Adaptive+Cycle+Aero-Engine+%5BJ%5D%5BTitle%5D)+AND+%22Propulsion+Technology%22%5BJournal%5D)">Steady Performance Investigation on Various Modes of an Adaptive Cycle Aero-Engine [J].</a> Propulsion Technology. 34 (8), 1009-1015 (2013).</li>
<li>Junchao, Z., Min, C., Hailong, T. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Matching+mechanism+analysis+on+an+adaptive+cycle+engine%5BTitle%5D)+AND+%22Chinese+Journal+of+Aeronautics%22%5BJournal%5D)">Matching mechanism analysis on an adaptive cycle engine.</a> Chinese Journal of Aeronautics. (2), 22(2017).</li>
<li>Lyu, Y., Tang, H., Chen, M. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((A+study+on+combined+variable+geometries+regulation+of+adaptive+cycle+engine+during+throttling%5BTitle%5D)+AND+%22Applied+Sciences%22%5BJournal%5D)">A study on combined variable geometries regulation of adaptive cycle engine during throttling.</a> Applied Sciences. 6 (12), 374(2016).</li>
<li>Ruffles, P. C. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Aero+engines+of+the+future%5BTitle%5D)+AND+%22Aeronautical+Journal%22%5BJournal%5D)">Aero engines of the future.</a> Aeronautical Journal. 107 (1072), 307-321 (2003).</li>
<li>Johnson, J. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Variable+cycle+engine+developments+at+General+Electric+1955-1995%5BTitle%5D)+AND+%22Developments+In+High-Speed+Vehicle+Propulsion+Systems%22%5BJournal%5D)">Variable cycle engine developments at General Electric 1955-1995.</a> Developments In High-Speed Vehicle Propulsion Systems. , 105-158 (1995).</li>
<li>NASA VCE test bed engine aerodynamic performance characteristics and test results. French, M., Allen, C. The 17th Joint Propulsion Conference in Colorado Springs, CO, , 1594(1981).</li>
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<li>LIU, Z., WANG, Z., HUANG, H., Cai, Y. H. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Numerical+simulation+on+performance+of+variable+cycle+engines%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Aerospace+Power%22%5BJournal%5D)">Numerical simulation on performance of variable cycle engines.</a> Journal of Aerospace Power. 25 (6), 1310-1315 (2010).</li>
<li>Loftin, L. K. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Toward+a+second-generation+supersonic+transport%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Aircraft%22%5BJournal%5D)">Toward a second-generation supersonic transport.</a> Journal of Aircraft. 11 (1), 3-9 (1974).</li>
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<li>Reed, J. A., Follen, G. J., Afjeh, A. A. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Improving+the+aircraft+design+process+using+Web-based+modeling+and+simulation%5BTitle%5D)+AND+%22ACM+Transactions+on+Modeling+and+Computer+Simulation+%28TOMACS%29%22%5BJournal%5D)">Improving the aircraft design process using Web-based modeling and simulation.</a> ACM Transactions on Modeling and Computer Simulation (TOMACS). 10 (1), 58-83 (2000).</li>
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<li>Muir, D. E., Saravanamuttoo, H. I., Marshall, D. <a target="_blank" href="http://www.ncbi.nlm.nih.gov/pubmed?term=((Health+monitoring+of+variable+geometry+gas+turbines+for+the+Canadian+Navy%5BTitle%5D)+AND+%22Journal+of+Engineering+for+Gas+Turbines+and+Power%22%5BJournal%5D)">Health monitoring of variable geometry gas turbines for the Canadian Navy.</a> Journal of Engineering for Gas Turbines and Power. 111 (2), 244-250 (1989).</li>
</ol>

우리는 공개 할 것이 없습니다.

그래픽 시뮬레이션 환경을 기반으로 모듈식 계층 구조 및 객체 지향 모델링 기술을 통해 VCE 구성 요소 수준 모델을 신속하게 구축할 수 있습니다. 그것은 사용자에게 친숙한 인터페이스를 제공하고 모델19를분석하고 설계하는 것이 편리합니다.
이 방법의 주요 제한 사항은 모델의 실행 효율성입니다. 모델은 스크립팅 언어로 작성되므로 모델이 실행될 때마다 다시 컴파일되어야 합니다. 따라서 실행 효율성은 시스템 언어만큼 좋지 않습니다. 이러한 한계를 고려하여 다음 주요 연구 포인트는 모델의 실행 효율성을 개선하는 방법입니다. 또 다른 제한은 N-R 반복이 작은 편차 범위에서만 수렴되기 때문에 N-R 반복의 초기 값을 모델에서 엄격하게 고려해야 한다는 것입니다.
프로토콜의 중요한 단계는 구성 요소 맵을 정확하게 가져오고 적절한 알고리즘을 사용하여 보간하는 방법입니다. Gasturb 또는 다른 기존 엔...

현대 항공기 요구는 더 지능적이고 효율적이며 더 다양한 항공기 엔진 1을필요로하는 추진 시스템에 큰 도전을 가져온다. 미래의 군사 추진 시스템은 또한 고속에서 높은 추력과 저속 1, 2,3,4에서낮은 특정 연료 소비를 모두 필요로한다. 제너럴 일렉트릭(GE)은 향후 비행 임무의 기술적 요구 사항을 충족하기 위해 1955년 5월에가변 사이클 엔진(VCE) 개념을 제시했습니다. VCE는 일부 부품의 형상 크기 또는 위치를 변경하여 다양한 열역학 사이클을 수행할 수 있는 항공기 엔진6. J58 터보램제트 VCE로 구동되는 록히드 SR-71 "블랙버드"는 1976년 7년 이래 가장빠른 공중 호흡 유인 항공기로 세계 기록을 보유하고 있습니다. 또한 초음속 비행의 많은 잠재적 인 장점을 입증했다. 지난 50년 동안 GE는 이중 바이패스 VCE 8, 제어 압력비 엔진9 및 적응 형 사이클 엔진10을포함한 여러 가지 다른 VGE를 개선하고 발명했습니다. 이러한 연구는 일반적인 구조 및 성능 검증뿐만 아니라엔진(11)의제어 시스템도 포함했다. 이러한 연구는 VCE가 아음속 비행에서 높은 바이 패스 비율 터보 팬처럼 작동할 수 있으며 초음속 비행의 터보제트처럼 낮은 바이패스 비율 터보팬처럼 작동할 수 있음을 입증했습니다. 따라서 VCE는 다양한 비행 조건에서 성능 일치를 실현할 수 있습니다.
VCE를 개발할 때 많은 양의 필요한 검증 작업을 수행합니다. 이러한 모든 작품이 물리적 인 방법으로 수행되는 경우 많은 시간과 지출이 소요 될 수 있습니다12. 이미 새로운 엔진 개발에 채택 된 컴퓨터 시뮬레이션 기술은 비용을 크게 줄일 뿐만 아니라 잠재적 인 위험을 피할 수 있습니다13,14. 컴퓨터 시뮬레이션 기술을 기반으로 엔진의 개발 주기가 거의 절반으로 줄어들고 필요한 장비 수가15개로 크게 줄어듭니다. 한편, 시뮬레이션은 엔진 동작 분석 및 제어 법 개발에도 중요한 역할을 합니다. 엔진의 정적 설계 와 오프 디자인 성능을 시뮬레이션하기 위해 GENENG16이라는 프로그램은 1972년 NASA 루이스 연구 센터에서 개발되었습니다. 그런 다음 연구 센터는 GENENG에서 파생 된 DYNGEN17을 개발했으며 DYNGEN은 터보 젯과 터보 팬 엔진의 일시적인 성능을 시뮬레이션 할 수 있었습니다. 1989년 NASA는 NPSS(수치 추진 시스템 시뮬레이션)라는 프로젝트를 내놓았고, 연구원들에게 객체 지향 프로그래밍을 사용하여 모듈식의 유연한 엔진 시뮬레이션 프로그램을 구축하도록 장려했습니다. 1993년 John A. Reed는 객체 지향 프로그래밍18을통해 애플리케이션 시각화 시스템(AVS) 플랫폼을 기반으로 터보팬 엔진 시뮬레이션 시스템(TESS)을 개발했습니다.
한편, 그래픽 프로그래밍 환경을 기반으로 한 신속한 모델링이 시뮬레이션에서 점진적으로 사용되고 있습니다. NASA가 개발한 열역학 시스템(T-MATS) 패키지의 모델링 및 분석을 위한 툴박스는 Matlab/Simulink 플랫폼을 기반으로 합니다. 오픈 소스이며 사용자가 기본 제공 구성 요소 라이브러리를 사용자 지정할 수 있습니다. T-MATS는 사용자에게 친숙한 인터페이스를 제공하며 내장 JT9D 모델19를분석하고 설계하는 것이 편리합니다.
이 문서에서는 Simulink 소프트웨어를 사용하여 VCE 유형의 동적 모델을 개발했습니다. 이 프로토콜의 모델링 개체는 이중 바이패스 VCE입니다. 도식 레이아웃은 그림 1에나와 있습니다. 엔진은 단일 및 이중 바이패스 모드모두에서 작동할 수 있습니다. 모드 선택 밸브(MSV)가 열려 있으면 엔진은 상대적으로 바이패스 비율이 큰 아음속 조건에서 더 잘 작동합니다. 모드 선택 밸브가 닫히면 VCE는 바이패스 비율이 작고 초음속 미션 적응성이 향상됩니다. 엔진의 성능을 더욱 발전시키기 위해 구성 요소 수준 모델링 방법을 기반으로 이중 바이패스 VCE 모델이 구축됩니다.

<table><tbody><tr><td>Gasturb</td><td>GasTurb GmbH</td><td>Gasturb 13</td><td></td></tr><tr><td>MATLAB</td><td>MathWorks</td><td>R2017b</td><td></td></tr><tr><td>TMATS</td><td>NASA</td><td>1.2.0</td><td></td></tr></tbody></table>

가변 사이클 엔진 모델링을 위한 신속한 방법

A Rapid Method for Modeling a Variable Cycle Engine

터보팬과 터보제트 엔진의 장점을 결합한 가변 사이클 엔진(VCE)은 차세대 항공기 엔진으로 널리 간주됩니다. 그러나 VCE를 개발하려면 높은 비용이 필요합니다. 따라서 항공기 엔진을 개발할 때 많은 수의 실제 테스트를 피하고 비용을 크게 줄일 수 있는 수학적 모델을 구축하는 것이 필수적입니다. 모델링은 또한 제어 법 개발에 매우 중요합니다. 이 문서에서는 그래픽 시뮬레이션 환경을 기반으로 개체 지향 모델링 기술과 모듈식 계층 구조를 사용하여 이중 바이패스 가변 사이클 엔진을 모델링하는 신속한 방법을 설명합니다. 첫째, 각 구성 요소의 수학적 모델은 열역학 계산을 기반으로 구축됩니다. 그런 다음 계층적 엔진 모델은 각 구성 요소 수학적 모델과 N-R 솔버 모듈의 조합을 통해 구축됩니다. 마지막으로 정적 및 동적 시뮬레이션이 모델에서 수행되고 시뮬레이션 결과가 모델링 방법의 효과를 증명합니다. 이 방법을 통해 구축된 VCE 모델은 명확한 구조와 실시간 관찰의 장점이 있습니다.

시뮬레이션 모델의 유효성을 증명하기 위해 정적 및 동적 시뮬레이션에서 선택한 몇 가지 일반적인 성능 파라미터를 Gasturb의 데이터와 비교합니다.
정적 시뮬레이션에서는 모델의 여러 주요 성능 매개변수를 Gasturb의 이러한 매개변수와 비교하여 정적 모델의 정확도를 확인합니다. 표 2는 이중 바이패스 작동 모드에서 H=0m,Ma =0, Wf=0.79334 kg/s로 설계 지점에서 비교한 결과를 보여줍니다. 비교에 따르면, 모델과 Gasturb 사이의 성능 매개 변수의 최대 오차는 2 % 미만인 EPR (엔진 압력 비율)입니다. 표 3은 단일 바이패스 작동 모드에서 H=0m,Ma=0, Wf=0.91032 kg/s로 오프 설계 지점에서 비교한 결과를 보여줍니다. 이 조건에서 최대 오차는 4% 미만인 저압 샤프트의 회전 속도입니다. 두 모델의 성...

여기서는 가변 사이클 엔진에 대한 구성 요소 수준 수학적 모델을 빌드하는 프로토콜을 제시합니다.

The variable cycle engines (VCE) that combine the advantages of turbofan and turbojet engines, are widely considered to be the next generation aircraft ...

이 방법을 통해 연구원은 기존 엔진 데이터를 사용하여 항공기 엔진 모델을 신속하게 구축할 수 있습니다. 이 방법의 주요 장점은 기존의 모델링에 대해 일어난 프로그래밍 기술에 대한 높은 요구 사항이 없다는 것입니다. 모델링을 시작하기 전에 GasTurb13을 열고 기본 열역학을 클릭합니다.사이클 설계 및 열린 데모 변수 주기를 선택합니다. 엔진 설계 포인트 성능 매개 변수가 표시됩니다. 구성 요소 맵을 얻으려면 메인 창에서 디자인 끄기, 더 보기 및 표준 맵을 클릭합니다.데모 변수 주기를 열고 LPC, IPC, HPC, HPT 및 LPT를 선택합니다. 가변 사이클 엔진의 단일 구성 요소를 모델링하려면 데이터 분석 프로그램을 열고 Simulink를 클릭합니다. 빈 모델을 두 번 클릭하고 라이브러리를 클릭하여 모델링할 함수를 배치합니다.두 번 클릭 기능. 압축기의 열역학 방정식은 압축기의 작동 원리에 따라 설명될 것입니다. 압축기의 입력 및 출력을 얻으려면 방정식과 붙여 넣기를 클릭합니다.함수 압축기의 이름을 바꿉니다. 압축기 기능 창에서 함수 이름을 마우스 오른쪽 단추로 클릭하고 하위 시스템 및 모델 참조를 선택하고 선택에서 모듈을 마스크하는 하위 시스템을 만듭니다. 모든 구성 요소를 모델링한 경우 각 구성 요소의 출력을 다음 구성 요소의 입력과 결합합니다.여기서 이중 바이패스 작동 모드 하에서 설계 지점에서의 비교 결과는 모델과 GasTurb 사이의 성능 파라미터의 최대 오차가 2% 이하의 엔진 압력 비율임을 나타내며, 여기서 오프 설계 지점에서 비교한 결과, 단일 바이패스 작동 모드 하에서 도시된다. 이러한 조건에서, 최대 오차는 저압 샤프트의 회전 속도가 4% 바로 아래 이 대표적인 가속도에서, 이중 우회 모드에서 처리된 감속 시뮬레이션이 연료 흐름의 입력을 나타낸다. 터빈 데이터 앞의 이러한 회전 속도, 공기 흐름 및 온도는 모델이 가속, 감속 시뮬레이션을 수행할 수 있음을 보여줍니다.본 대표적인 실험에서, 가변 사이클 엔진 작동 모드는 스위칭 공정 동안 엔진이 제한된 속도를 초과하지 못하도록 5초 만에 단일 바이패스 모드에서 더블 바이패스 모드로 전환되었고, 단일 가변 폐쇄 루프 컨트롤이 고압 샤프트의 회전 속도에 적용되었다. 이 분석에서, 고압 샤프트의 회전 속도는 스위칭 하는 동안 거의 변경되지 않은 남아 있었다. 마찬가지로, 터빈 의 연료 흐름, 회전 속도, 공기 흐름 및 온도의 반응을 관찰할 수 있다.가속, 감속 및 모드 스위칭 시뮬레이션 결과는 두 개의 동적 시뮬레이션, 모델이 올바르게 실행될 수 있음을 확인합니다. 일반적인 작업 방정식이 모델을 올바르게 설정하는 데 도움이 되므로 특정 또는 공통 작업 방정식을 선택하는 방법을 학습하는 것이 중요합니다. 이 절차에 따라 다른 유형의 항공기 엔진 또는 가스 터빈 엔진 모델을 제작할 수 있습니다.

a-rapid-method-for-modeling-a-variable-cycle-engine

Research

연구

JoVE Journal

Engineering

공학

연소 특성화를 통해 연료가 풍부한 연소 배기 가스를 만들기 위한 프로토콜이 개발되었으며 마이크로 튜브형 화염 보조 연료 전지 테스트 및 연구에 적용됩니다.

에 대한 연소 특성 및 모델 연료 개발 마이크로 관상 화염 이용한 연료 전지

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이 프로토콜은 유한 요소 시뮬레이션을 사용하여 주름진 테이퍼 튜브의 준정적 압축 성능에 대한 연구를 설명합니다. 압축 성능에 대한 두께 구배의 영향을 조사했습니다. 결과는 적절한 두께 구배 설계가 변형 모드를 변경하고 튜브의 에너지 흡수 성능을 크게 향상시킬 수 있음을 보여줍니다.

Corrugated Tapered Tubes의 준정적 압축 시뮬레이션을 위한 유한 요소 모델링

여기에서는 공기 흐름 패턴을 조절하여 신선 식품을 통풍 상자에 장기간 보관할 수 있도록 직교 실험 설계에 의해 생성된 샘플 포인트를 최적화하는 범위 분석 방법을 제시합니다.

고성능 Vented Box의 설계 및 최적화 전략

이 프로토콜은 매크로 함수가 있는 Python 스크립트를 통해 자동으로 생성된 데이터 세트를 사용하여 용접 시뮬레이션을 위한 인공 신경망을 구축하기 위한 일반적인 워크플로를 간략하게 설명합니다. 작업 흐름은 단일 패스, 직선 용접과 관련된 벤치마크 사례에 대해 검증되었습니다. 대리 모델의 예측 정확도는 유한 요소 시뮬레이션과 밀접하게 일치함을 보여줍니다.

용접의 디지털 실험을 위한 대리 모델 개발

본 연구는 수치 해석 소프트웨어와 반응 표면 방법론(RSM)을 결합하여 유체 점성 클러치의 마찰판에 대한 최적화 설계 방법을 체계적으로 탐구합니다.

Hydro-Viscous 클러치의 마찰판을 위한 파라메트릭 최적화 설계 방법

더 빠르고 저렴한 연마를 가능하게 하는 "Convergent Polishing"이라는 새로운 광학 연마 공정에 대해 설명합니다. 기존의 연마 공정과 달리 Convergent Polishing을 사용하면 연마 매개변수를 변경할 필요 없이 유리 공작물을 한 번의 반복으로 연마하고 최종 표면 수치까지 높은 표면 품질로 연마할 수 있습니다.

집중적 인 연마 : 고품질 광학 플랫 &amp; 분야의 단순, 신속, 전체 조리개 연마 공정

학습하세요 가변 사이클 엔진의 수학적 모델링 방법을 GasTurb13 소프트웨어와 기존 엔진 데이터를 활용하여. 이 프로토콜은 복잡한 프로그래밍 없이 항공우주 공학 연구자들이 신속하게 모델을 구축하고 성능 분석을 수행할 수 있도록 합니다.

가변 사이클 엔진 모델링을 위한 신속한 방법

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