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World File Search System功率系数
无人机系统在气候控制实验室中的表现
摘要 尽管许多研究都集中于提高自动驾驶能力和将人工智能带入无人机系统 (UAS) 的策略，但与这些飞行器在非常规天气条件下的性能相关的实验活动仍然很少。 气温和海拔直接影响 UAS 应用中小型螺旋桨的推力和功率系数。雷诺数通常在 10,000 到 100,000 范围内，重要的空气动力学效应（例如层流分离气泡）会对推进性能产生负面影响。开发自主 UAS 平台以减少飞行员的工作量并允许超视距 (BVLOS) 操作需要实验数据来验证这些创新飞行器的能力。需要高质量的数据来深入了解 UAS 在非常规飞行条件下的局限性和机遇。本文的主要目的是介绍螺旋桨和四旋翼飞行器在压力气候控制室中的能力特性。使用专用测试装置在各种温度和高度下测量机械和电气数据。测试结果以推力和功率系数趋势的形式呈现。实验数据显示，雷诺数低是导致推力性能下降的原因。此外，还讨论了考虑不同温度的无刷电机性能细节
电力推进系统静态和动态性能特性的测量
推进系统的特性可在档案文献中找到。鉴于此，本研究的目的是确定由电动机驱动的直径在 4.0 至 6.0 英寸范围内的各种小型螺旋桨的性能。设计和建造了一个实验测试台，其中螺旋桨/电动机安装在风洞中，以进行静态和动态测试。将本实验的静态和动态结果与以前的研究结果进行了比较。对于静态测试，推力系数、螺旋桨功率系数和总效率（定义为螺旋桨输出功率与电输入功率之比）与螺旋桨转速的关系图。对于动态测试，螺旋桨的转速在规则间隔内保持不变，同时自由流空速从零增加到风车状态。推力系数、功率系数、螺旋桨效率和总效率与各种转速的前进比的关系图。发现推力和扭矩随着转速、螺旋桨螺距和直径的增加而增加，随着空速的增加而减小。使用现有数据以及来自档案和非档案来源的数据，发现方形螺旋桨的推力系数随螺旋桨直径的增加而增加，其中 D = P 。螺旋桨系列的推力系数（sam
全电动150客机的可行性研究
I.命名法一个转子环形区域交流电流电池电池充电或排放速率C P功率系数C P功率系数C P电力系数C c cr cr旋转旋转可变螺距开放式转子CAFFI CAFFI商业航空替代品fuels Iniatiative CFM CFM CFM CFM CFM Interative C. 𝑐𝑚𝑖𝑙圆形MIL DRM设计参考任务E能量或电池能量充电的速率或排放EPFD NASA电动动力总成飞行演示器EV电动汽车F频率Hz。FAA联邦航空管理局GASP通用航空合成计划GHG温室气体IATA国际航空运输协会ICAO国际平民航空组织IFR仪器飞行规则IGBT绝缘甲壳型双极晶体管J转子的前进比率li-ion lithium lithium lithium lithium-ion lithium-ion lithium lithium lithium lithium lithium lithium-ion lithium-ion powterioFAA联邦航空管理局GASP通用航空合成计划GHG温室气体IATA国际航空运输协会ICAO国际平民航空组织IFR仪器飞行规则IGBT绝缘甲壳型双极晶体管J转子的前进比率li-ion lithium lithium lithium lithium-ion lithium-ion lithium lithium lithium lithium lithium lithium-ion lithium-ion powterio
- 紧急动力系统3FTC三相系列快速传输紧急照明逆变器系统4.8KVA - 50KVA
Voltage 120/208 or 277/480VAC, 3-phase 4 wire Contact factory for all other voltage Static voltage • Load current change +/-4%, battery discharge +/-4% Dynamic voltage • +/-3% for +/-25% load step change • +/-6% load step change, recovery within 3 cycles Harmonic distortion <3% THD for linear load Output frequency 60Hz +/-在紧急模式下，0.05Hz负载功率系数为0.5至0.5铅超载能力至115％连续评级-150％，持续2.5秒，3线周期为250％。保护可选分配断路器冠峰2.8
车顶测试模块作为无人机推进系统风洞测试的低成本替代方案
摘要：为了评估小型无人机 (UAV) 的电机和螺旋桨性能，我们开发了一种车顶测试模块。该设备允许在平均流中表征螺旋桨和电机组合，而无需风洞测试固有的投资。此外，推进系统可以在真实环境中进行可靠性测试，而不会对机身造成风险。报告了螺旋桨效率、推力系数、功率系数以及电机和电子速度控制器的温度作为感兴趣的初始参数的测量值。将不同前进比下的推力与风洞测试数据进行比较，以衡量该技术的准确性。该模块在其预期角色中表现良好，建议在时间紧迫或低成本应用中使用类似的设备。DOI：10.1061/(ASCE)AS.1943-5525.0000425。© 2014 美国土木工程师学会。
1.5mw倍增管多目标优化及智能算法研究
这项荟萃分析证明了将人工智能算法与传统设计方法相结合对优化 1.5MW DFIG 风力涡轮机叶片的有效性。该研究成功解决了风力涡轮机设计中涉及多个相互竞争的目标的复杂问题，例如空气动力学效率、结构完整性和经济可行性。借助先进的优化算法，特别是灰狼优化方法，设计结果和计算效率得到了显著改善。优化后的叶片设计重量减轻了 8%，同时提高了结构耐久性和空气动力学性能。组合叶片设计的功率系数增加到 0.27，表明风力涡轮机的效率有可能提高，尤其是在低风速范围内，任何效率的提高都对整体能量捕获至关重要。
设计，制造和评估由旋转成型制造的小型涡轮刀片
摘要可再生能源的概念已在世界上深深地根深蒂固，吸引了越来越多的研究人员和行业专业人员投入大量资源来推动更有效的系统的开发。虽然当前的大型风力涡轮机叶片达到50 m的长度，并且通常作为单个实体制造，但本研究的重点是专门针对小型涡轮机量身定制的刀片剖面的设计和评估。使用旋转成型制造刀片，采用各种聚合物（包括热塞和热塑性）的聚合物。为增强其机械性能，将泡沫掺入聚氨酯和聚乙烯叶片中。通过机械分析来评估各种配方和泡沫来评估合适的刀片。空气动力学分析是在不同的风速和俯仰角范围内进行的。结果表明功率系数（CP）接近0.5。
失速条件下转子性能和载荷的计算...
使用 1/10 比例 CH-47B/C 型转子的风洞试验数据研究失速条件下的转子行为，该风洞试验提供了一组测试条件，从未失速到轻度失速到一些深度失速条件，涵盖了很宽的前进比范围。在风洞中测量的转子性能与 NASA/Army UH-60A 空气载荷计划期间测量的主转子性能相似，尽管这两个转子完全不同。分析 CAMRAD II 已用于预测转子性能和载荷。全尺寸翼型试验数据针对雷诺数效应进行了校正，以便与模型比例转子试验进行比较。计算出的功率系数与雷诺数校正翼型表的失速以下测量值显示出良好的相关性。计算中使用了各种动态失速模型。波音模型显示升力在低推进比时增加，而 Leishman-Beddoes 模型在 µ = 0.2 时显示扭矩相关性优于其他模型。然而，动态失速模型通常对转子功率和扭矩预测的影响很小，尤其是在较高的推进比下。
失速状态下旋翼性能和载荷计算...
使用 1/10 比例 CH-47B/C 型转子的风洞试验数据研究失速条件下的转子行为，该风洞试验提供了一组测试条件，从未失速到轻度失速到一些深度失速条件，涵盖了很宽的前进比范围。在风洞中测量的转子性能与 NASA/Army UH-60A 空气载荷计划期间测量的主转子性能相似，尽管这两个转子完全不同。分析 CAMRAD II 已用于预测转子性能和载荷。全尺寸翼型试验数据针对雷诺数效应进行了校正，以便与模型比例转子试验进行比较。计算出的功率系数与雷诺数校正翼型表的失速以下测量值显示出良好的相关性。计算中使用了各种动态失速模型。波音模型显示升力在低推进比时增加，而 Leishman-Beddoes 模型在 µ = 0.2 时显示扭矩相关性优于其他模型。然而，动态失速模型通常对转子功率和扭矩预测的影响很小，尤其是在较高的推进比下。