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81.
为研究固体燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室的匹配特性,以飞行马赫数为6、飞行高度为25km为设计点对发动机各部件进行初步设计,采用数值模拟方法计算了一系列具有不同进气道内收缩比的发动机模型.结果表明:在保持燃烧室结构不变的条件下,发动机推力与比冲随进气道内压缩比增大开始显著下降,随后小幅上升;在保持燃烧室入口面积扩张比不变的条件下,发动机总体性能随进气道内收缩比的增大而提高.在满足进气道起动与燃烧室火焰稳定的前提下,发动机设计应采用尽可能大的进气道内收缩比与尽可能小的燃烧室入口面积扩张比. 相似文献
82.
在分析多轴疲劳几种常用非比例度定义的基础上,提出了一种非比例度定义方法,进而以American Society of Mechanical Engineers(ASME) 规范案例中非比例加载多轴疲劳设计准则采用的应变参量作为基本损伤参量,发展了一种新的多轴疲劳寿命预测模型.结果表明:①所提出的非比例度定义可以描述任意已知轮廓的、非周期的、变幅的非比例加载路径;②与两种常用的多轴非比例加载疲劳寿命模型的预测结果对比可知,新的寿命预测模型对14种比例和非比例加载路径下304不锈钢材料的寿命预测与试验吻合更好,预测结果基本位于2倍分散带以内. 相似文献
83.
爆震燃气轮机的变比热容热力循环性能 总被引:2,自引:2,他引:0
为分析变比热容下爆震燃气轮机的热力循环性能,建立了考虑比热容随工质成分及温度变化的爆震燃气轮机热力循环模型,分析中同时考虑了压气机、燃烧室、透平等部件的效率.在不同比较条件下,利用变比热容法对比分析研究了燃气轮机爆震循环(DCGT)、Brayton循环和Humphrey循环燃气轮机的热力循环性能.计算结果表明:与Brayton循环相比,DCGT具有较大性能优势;在透平前温度为1620K且压比为16.5时,DCGT热效率较Brayton循环高28.8%;在无量纲吸热量为4.25且压比为16.5时,DCGT热效率则较Brayton循环高30.7%. 相似文献
84.
毫秒脉冲等离子体激励改善飞翼的气动性能实验 总被引:3,自引:0,他引:3
在来流速度为30m/s时,进行了毫秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励改善飞翼气动性能的风洞实验.等离子体激励器布置在飞翼前缘,峰峰值电压为9.5kV时,放电的脉冲能量在0.1mJ/cm量级.通过六分量测力天平测力研究了脉冲激励频率和占空比对升/阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数的作用效果.结果表明:等离子体激励可以有效改善飞翼大攻角气动特性;在最佳无量纲脉冲激励频率F+≈1时,临界失速迎角由14°提高到17°,最大升力系数提高10%;占空比对流动控制效果影响较大,减小占空比可以降低能耗,实验中最佳占空比为5%;俯仰力矩系数的变化表明施加等离子体激励改善了飞翼纵向静稳定性. 相似文献
85.
固体火箭发动机流体喉部推力矢量特性 总被引:1,自引:1,他引:0
针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表明:扼流性能与二次流的注射位置、注射角度及流量比有关,且随二次流/主流流量比的增大而增大.喉部二次流喷射能有效的调节有效喉部面积进而调节推力大小,当流量比为0.4时,最大有效喉部面积比为0.8;扩张段二次流喷射能有效调节推力方向,当流量比为0.4时,最大推力偏角为20°;喉部二次流与扩张段二次流入射位置存在相位差可有效降低喉部与扩张段二次流干扰. 相似文献
86.
The effect of sodium tartrate concentrations on morphology and characteristics of ano-dic oxide film on titanium alloy was investigated. The alloy substrates were anodized in different concentration solutions of sodium tartrate with the addition of PTFE emulsion and their morphol-ogy and characteristics were analyzed. The anodic oxide film presented a uniform petaloid drums and micro-cracks morphology. Additionally, micro-cracks dramatically swelled with the increase of the tartrate concentrations. The thickness of the anodic oxide film increased with the concentra-tions until the concentration reached 15 g/L. The results of Raman analysis illustrate that all sam-ples have similarity in the crystal structure, consisting of mainly amorphous TiO2, some anatase TiO2 and a small amount of rutile TiO2. And the ratios of anatase TiO2 and rutile TiO2 increase with the concentrations until it reaches 15 g/L. Furthermore, the intensity of the peaks increases with enhanced concentrations until the concentration reaches 15 g/L. The corrosion resistance of the anodic oxide film is increased by the sodium tartrate with higher concentrations before 15 g/L. The coefficient of friction of the anodic oxide film reduces with the concentrations until the concentration reaches 15 g/L, then the coefficient of friction of the anodic oxide film increases with the concentrations. 相似文献
87.
为探明涡流发生器流动控制技术对高负荷扩压叶栅性能影响及作用机理,根据高负荷扩压叶栅的流动特点,提出了在叶栅入口端壁处加涡流发生器的流动控制方案,通过计算研究了采用涡流发生器前后叶栅气动性能、附面层及主要旋涡结构的变化。研究结果表明:采用涡流发生器后,叶栅正攻角下的气动性能显著提升,总压损失减小,静压升增大,稳定工作最大正攻角从3°增加至5°,其中在3°攻角下总压损失系数下降0.028,静压系数提升0.033;涡流发生器生成的尾涡阻挡端壁附面层由压力面向吸力面的横向迁移,使吸力面/端壁区域聚集的低能流体减少,改善了角区流动;采用涡流发生器后,通道涡、集中脱落涡和壁角涡减弱,角区分离得到抑制。 相似文献
88.
设计并搭建了一个小型直连式试车台,开展了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室工作过程的初步实验研究。加热器提供的燃烧室入口总压与总温分别为2.2MPa与1600K,试验证明了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室在没有外部辅助条件下能够实现自点火和稳定燃烧。实验结果表明,燃面退移速率沿轴线先增大后减小,在凹腔和等直段交界处达到最大值,其峰值超过2 mm/s。随着燃烧进行,燃烧室通道扩大,凹腔与等直段压强下降较快。由于扩张比逐渐减小,扩张段内压强变化比较平稳。实验研究了采用突扩台阶进行火焰稳定的燃烧室构型,结果表明突扩台阶不适合作为固体燃料超燃冲压发动机的火焰稳定器。 相似文献
89.
为了研究火箭冲压组合动力循环(RBCC)发动机主火箭室压对引射模态发动机性能的影响,针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,分析了引射模态亚声速飞行阶段发动机工作特点,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭室压对RBCC亚声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明:主火箭室压增至26MPa时,由于主火箭喷管面积扩张比相应增大,使得主火箭喷管出口射流欠膨胀程度没有增大,避免了Fabri壅塞现象的产生,同时增大的主火箭射流马赫数使主火箭射流对第一级凹腔下游二次流道的挤压作用明显减弱,综合作用使得Ma=0和Ma=0.8条件下引射比分别提高了22.4%和40.0%;全流道计算结果表明在亚声速飞行阶段,提高主火箭室压一方面提升了主火箭推力,另一方面提升了燃烧室及后体推力,综合作用使得发动机比冲分别提高了11.5%和25.3%。提高主火箭室压有利于提升宽范围飞行RBCC发动机亚声速飞行阶段发动机性能。 相似文献
90.
为了控制和降低涡轮动叶由叶顶间隙所引起的泄漏损失,对加装不同宽度压力面小翼的涡轮叶栅间隙流场进行了实验研究,详细测量了±10°,±5°,0°冲角时涡轮叶栅出口流场和叶片表面静压分布情况。结果表明:随来流冲角由负到正,泄漏涡强度减弱,泄漏损失降低;通道涡强度增强,其引起的损失增大。压力面小翼在不同冲角下均对叶顶泄漏流动具有一定的控制作用,在设计冲角和较小的正冲角工况下PW0.3方案压力面小翼作用效果较好,分别使叶栅总损失降低10.38%和8.11%。在冲角变化范围更大时,PW0.4方案压力面小翼效果更好。 相似文献