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2003年吸气式推进技术的进展 总被引:1,自引:0,他引:1
胡晓煜 《燃气涡轮试验与研究》2004,17(2):49-54
2003年是人类历史上实现有动力飞行的第100年;;在这一年里;;世界吸气式推进技术取得了巨大发展。其中;;最重大的事件之一是A380的领先发动机遄达900发动机首次试验即达到了取证推力;;GE90-115B涡扇发动机取得了FAA型号合格证。另外;;欧洲和北美的重要航空发动机技术计划继续取得成功。同时;;超燃冲压发动机技术取得了重要进展;;航空喷气公司和普·惠公司的发动机地面试验都达到了重要的里程碑。 相似文献
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本文用变参数型变分裂法,解定常跨音速纵向大扰动方程。计算翼型气动力。对变参数型变分裂法以及它的参数选取方法作了必要的介绍。对NACA0012翼型,M_∞=0.8,α_A=0°;M_∞=0.95,α_A=0°;M_∞=0.75,α_A=1°,进行了计算。所得结果与其它结果进行了比较,表明本方法是快速收敛的、可靠的。 相似文献
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为了研究民用飞机进气道在起飞低速大迎角状态下的流场特征和性能,对设计马赫数为0.785的进气道进行了风洞实验和数值计算,来流马赫数为0.2,迎角变化范围为0°~25°,流量系数范围为0.29~2.07。研究结果表明:在起飞工况条件下,进气道正常工作迎角范围可达到25°;在起飞单发失效工况条件下,进气道外罩上流动分离迎角在13°~16°;在大迎角工作条件下内流未产生分离时,出口气流畸变受发动机流量变化影响较小。通过研究结果分析了进气道在低速大迎角状态下的流场特征及其随迎角、流量的变化规律。数值计算和风洞实验结果的对比表明,在没有流动分离时两者基本一致;但是对于外流分离迎角的预测,两者有3°差异,表明风洞实验依然是考核进气道性能的必要手段。 相似文献
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这里介绍的是在车床上加工O型密封胶圈的方法,特点是操作简单,无须专用工装,适于加工批量小、品种多的非标准O型密封胶圈,加工光洁度及精度均符合设计要求。加工过程(见图1): 1.将橡胶板固定在胎具上,用尖刀将内圆切到尺寸(留0.1~0.2毫米余量); 2.用尖刀将两个90°角切成45°; 3.用弯头成形刀车内R; 4.用直头成型刀车外端面R; 5.用细砂布及细棉纱轻抛,再用尖刀将零件切下; 6.将半成品装于木胎上,木胎外径比橡胶圈半成品外径大1~3毫米,再用尖刀将90°角切成45°; 7.用直头成形刀车削余下的1/4R。最后用细砂布及棉纱轻抛橡胶圈即可。 相似文献
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一、前言发射静止卫星的关键技术在于使卫星由转移轨道经漂移轨道进入静止轨道(变轨技术),最后使卫星静止于指定的经度(定点技术)。从卫星用户的角度来看,重要的问题是卫星进入静止轨道之后的位置保持和定点管理。国际电联规定,通信卫星定点经度的变化范围不能超过±0.1°;对今后某些区域性通信卫星 相似文献
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采用化学沉积工艺和电镀工艺分别在Nafion表面制备了具有Ag电极和Ni-Ag电极的离子聚合物金属复合材料(IPMC),并采用SEM和EDS分别对IPMC电极形貌及纵切面银元素分布进行了分析.结果显示具有Ni-Ag电极的IPMC中镍元素均匀且致密分布在复合膜表面,形成了一层较厚的双金属电极层;微观形貌观察显示银电极呈树枝状结构生长,金属银在Nafion膜内部呈梯度分布;电形变实验表明IPMC在1.25 V负载电压下,其电形变最大角度可达46°;失水实验表明在IPMC表面涂装一层密封油能有效减缓其失水率. 相似文献
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通过“往返试飞”消除风速影响从而由 GPS测得的地速求得真空速,运用近似理想气体理论,建立Ma数真值与真空速、大气总温的关系,解算出 Ma数真值,得到“GPS速度法”;或者考虑真实大气与标准大气的差异,在水平航线上引入气压高度常值偏差及航路气压修正系数,建立 GPS几何高度与气压高度的关系,结合“速度法”求得的任一 Ma数点的校准量,解算出气压高度真值,得到“GPS高度法”。通过对某型飞机的飞行试验,验证了这些方法的可靠性与实用性。 相似文献
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为了更真实全面地仿真航空发动机的使用状态,研制了一种用于小型航空发动机整机动态姿态仿真测试的台架。该台
架具有横滚和俯仰2个自由度,可提供位置、速率及摇摆等功能,采用伺服电机带动齿轮组件和蜗轮蜗杆进行驱动,并具备排气装
置。设计结果表明:动态姿态模拟转台速度可达30°/s,加速度可达50°/s2,运动范围为±175°,定位精度实测优于±0.12°;可以任何
位置为中心做正弦、梯形、三角波等形式的运动。该设备的研制可进一步提高地面试验的仿真精度,有利于发动机检测技术的发展。 相似文献
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固体推进剂裂纹对流燃烧和扩展的研究分析 总被引:5,自引:4,他引:5
评述了固体推进剂裂纹对流燃烧及扩展的研究,讨论了推进剂裂纹对流燃烧的流场与裂纹的变形、扩展及其之间存在着强耦合作用。初步揭示了在不同的燃烧室压力率下单一裂纹扩展的不同模式,指出裂纹腔内火焰的离散传播、裂纹尖端的压力突升以及对流燃烧条件下的裂纹失稳扩展极可能诱导产生DDT过程,提出了需进一步深入研究的问题。 相似文献
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静态点火条件下,在复合推进剂和双基推进剂裂缝燃烧实验的基础上,建立了一个综合静态点火模型。其中包括对流换热效应、气相热传导效应、热辐射效应、侵蚀燃烧效应和声振腔的影响。数值求解后得到许多参数的变化规律,可以预估裂缝燃烧的基本特征及其影响因素。文中就火焰传播速度与实验结果比较,吻合较好。此模型既可用于双基推进剂的裂缝燃烧研究,又可用于复合推进剂,具有较广泛的适用性。 相似文献
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燃烧室火焰筒作为航空发动机的热端关键结构件,在工作过程中受到复杂的循环温度载荷,使其承受热疲劳损伤.对火焰筒常用镍基高温合金GH536的热疲劳行为进行试验研究.根据火焰筒结构和载荷特征,设计了中心孔平板试样以及热疲劳试验,研究了热疲劳载荷条件下GH536平板的裂纹萌生及扩展规律,揭示了GH536的热疲劳破坏机理.研究发现:①热疲劳裂纹以穿晶模式萌生,以沿晶方式扩展并断裂;②随着热疲劳试验中上限温度的升高,裂纹的萌生寿命缩短,裂纹扩展速率加快,试样在800℃时的热疲劳裂纹萌生寿命是900℃裂纹萌生寿命的4.5倍. 相似文献
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裂纹对叶片固有频率影响的分析 总被引:2,自引:1,他引:2
给出了一种两条横向裂纹对叶片弯曲固有频率影响效果的分析方法。考虑的两种裂纹为周期载荷作用下产生的双面裂纹和脉冲载荷作用下产生的单面裂纹。分析中假设裂纹为沿叶宽等深度扩展的开口裂纹,同时将叶片看成无扭曲的短形等截面悬臂梁。结果表明,单纯选用固有频率识别裂纹参数,会过低估计裂纹严重程度;在可考察的裂纹深度范围内,单面和双面裂纹对固有频率的影响效果不显著。 相似文献
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为了获得天然气的预混湍流燃烧特性,在湍流燃烧弹中对天然气在当量比范围为0.7~1.4、初始压力范围为0.1~0.3 MPa、初始温度范围为300~400 K、湍流强度范围为1.0~2.7 m/s条件下的预混湍流燃烧火焰发展特性进行了试验测试,并分析了当量比、湍流强度、初始温度、初始压力对天然气湍流火焰传播速度、火焰褶皱比以及湍流燃烧速度的影响。结果表明:湍流火焰传播速度随着当量比的升高先增加再降低,在当量比为1.1时达到最大,并且随湍流强度与初始温度的升高而升高,但随初始压力的升高变化不明显。火焰褶皱程度随湍流强度与初始压力的升高或当量比与初始温度的降低而逐渐增强。湍流燃烧速度随当量比的升高先升高后下降,在当量比为1.1时达到最大,并且随湍流强度、初始温度与初始压力的升高而逐渐升高。 相似文献
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为了阐明氢气添加对国产RP-3航空煤油燃烧特性的影响,在定容燃烧反应器中实验测量了初始压力为0.1MPa、初始温度分别为390,420K、当量比范围为0.8~1.5时RP-3航空煤油/氢气混合气的层流燃烧速度与马克斯坦长度,分析了掺氢比对火焰发展结构、层流燃烧速度及马克斯坦长度的影响.结果表明:随着掺氢比的提高,在火焰发展过程中,火焰前锋面逐渐出现裂纹或褶皱,火焰的不稳定性逐渐增强;随着混合气当量比或掺氢比的升高,RP-3航空煤油/氢气混合气的马克斯坦长度逐渐减小;当混合气当量比从0.8升高至1.5时,RP-3航空煤油/氢气混合气的层流燃烧速度呈现先增加后降低的趋势,当量比为1.2时混合气的层流燃烧速度达到最大;同时,随着初始温度或掺氢比的升高,RP-3航空煤油/氢气混合气的层流燃烧速度逐渐升高。 相似文献