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151.
飞翼无人机低速着陆状态抖振响应研究 总被引:1,自引:0,他引:1
许军马晓平 《南京航空航天大学学报》2016,48(4):536-543
基于RANS方程和SST湍流模型,采用飞翼无人机升力系数判据、俯仰力矩判据和表面极限流判据等对抖振始发迎角度进行了预测估计。基于较为详细的结构模型和气动模型,构造了结构与气动的耦合求解技术,同时采用弹簧近似光滑和局部重构组合方法对气动的动网格技术进行更新;然后分别在时频域内分析了飞翼无人机的抖振载荷响应。研究结果表明:基于CFD的RANS方程、SST湍流模型及各类判据预计刚性飞翼无人机在低速大迎角状态下的抖振始发迎角可以得到较为合理的结果;采用升力系数判据、俯仰力矩系数判据预测的抖振始发迎角与表面极限流判据预测的始发迎角相比要保守一些;而表面极限流判据方法能给出翼面气流流动的细节,采用此判据可以分析对比不同迎角下的翼面气流流动变化情况;与气动弹性及嗡鸣响应相比,抖振是一种强迫振动,其响应频率并不单一。 相似文献
152.
U型方管中爆燃向爆震转变特性实验研究 总被引:4,自引:0,他引:4
以脉冲爆震发动机(PDE)用曲管爆震燃烧室为应用背景,对气相(乙烯/空气)燃烧波在U型方管实验器中的传播过程进行了实验研究。通过改变实验器中弯曲段进口气流入射激波强度,基于弯曲段内压力、波速的测量及高速摄影实验得到了U型方管实验器中半圆型弯段内的爆燃向爆震转变(DDT)特性。结果表明,弯曲段中DDT特性受到入射激波速度的影响:当入射激波速度小于794m/s(43.6%VCJ,VCJ为理论Chapman-Jouguet爆震波速),在弯曲段内不能形成爆震;当入射激波速度介于870~908m/s(47.8%VCJ~50.0%VCJ)之间,弯曲段内首先会产生局部爆炸,并最终形成爆震;当入射激波速度大于934m/s(51.3%VCJ),爆燃波可以直接在弯曲段入口转化为爆震波。 相似文献
153.
未来的巡航导弹必须有更大的动力、更远的射程和更高的生存能力,这就对推进系统提出了更高的要求。本文综述了吸气式导弹推进系统的技术发展情况,内容涉及桨扇发动机、涡轮喷气发动机和冲压发动机等,并对美国的先进空空导弹的推进系统方案作了专门介绍。 相似文献
154.
针对现有条件下电磁阀高频与大流量不可兼得的矛盾,设计了一种凸轮式旋转阀,以此来控制脉冲爆震火箭发动机氧化剂、燃料和隔离气体的间歇式供给.基于该旋转阀,以汽油和富氧空气为推进剂,进行了不同频率下的实验.实验结果表明,推进剂和隔离气供给压力与点火相位直接影响到能否稳定起爆.随着频率的增加,在1~ 10 Hz范围内,降低隔离氮气压力、调整点火相位可实现发动机的稳定工作;10Hz以上时,仅需要提高油气的供给压力.基于该旋转阀控制技术,脉冲爆震火箭发动机实现了工作频率30 Hz的稳定工作. 相似文献
155.
156.
为发展一种基于多循环爆震试验的新的脉冲爆震发动机结构设计方法,以汽油为燃料、空气为氧化剂,在内径为50mm的脉冲爆震发动机模型内产生了充分发展的脉冲爆震,根据试验结果对脉冲爆震发动机的结构参数进行了设计,设计结果更接近工程实际。研究发现,当发动机结构尺寸一定时,决定推力壁压力等效作用时间的经验常数K不是一个定值,而是随爆震频率的增大按一定函数关系减小,当爆震频率增大到一定程度时,经验常数的变化幅度逐渐减小并最终趋于常值3.90。根据得到的经验性的函数关系计算出单次爆震的经验常数K为5.35。 相似文献
157.
在美国海军研究生院及斯坦福大学的脉冲爆震发动机(PDE)模型上,应用两种新发展的二极管激光诊断技术-光吸收/高温辐射组合测定法和多路复合可调二极管激光(TDL)技术,测量了其中的温度、各燃烧产物组分等重要参数,并与传统方法所得结果进行对比,说明新方法可靠、准确,适合爆震燃烧流场这种特殊环境,测量精度更高,而且更加简便、快捷。 相似文献
158.
为探索微尺度爆震用于空间推进和能量利用的可行性,首次用悬摆法测量了长1m,内径4~10mm的微尺度爆震管内不同当量比下的乙烯-氧气混合物的爆震冲量和比冲,同时与Wintenberger基于直接起爆的爆震冲量计算模型进行了对比验证。结果表明,火焰由缓燃向爆震转变的距离(DDT距离)对冲量有主要的影响。DDT距离越短,冲量越大。在本实验工况下,不同管径下能产生最大冲量的当量比是1.4;如果不考虑DDT的影响,模型计算的冲量与实验值吻合较好。另一方面,冲量与管径成正比,但是管径越小,各个当量比下的冲量差距越小。 相似文献
159.
目前以碳氢燃料与空气可爆混合物的直管爆震室存在较长的爆燃向爆震转变(Deflagration to Detonation Transition,简称"DDT")距离,从而导致发动机整机长度过长等问题。为解决此问题,采用8种螺旋构型的爆震管替代现有国内外普遍研究的直管构型的爆震管进行了一系列实验。首先对不同螺旋结构的爆震管进行冷态流阻特性实验,得出了螺旋结构参数和流阻的关系;再结合冷态实验结果,选取4种螺旋结构进行了热态爆震实验。实验结果表明,所有螺旋结构均可获得充分发展的爆震波;螺旋爆震管缓燃向爆震转变时间随螺旋中轴线曲率半径增加而减小;相对于长2.0m的直管爆震管,螺旋爆震管DDT时间缩短了0.415~0.589ms,DDT距离沿螺旋线方向缩短了0.35m,爆震管轴向长度缩短了0.78~1.28m。 相似文献
160.
变截面引射器轴向位置对脉冲爆震火箭发动机的性能影响 总被引:1,自引:1,他引:0
在5~15Hz工作频率下,以煤油为燃料,氧气为氧化剂,当量比为1.0的条件下,对不同轴向位置处变截面引射器的增推性能进行了实验研究。通过试验,获得不同安装位置时PDRE的推力。研究表明,引射器轴向安装位置对增推性能有很大影响。扩张型引射器适宜安装在PDRE射流出口下游2~3倍射流出口直径处,最大推力增益为102.57%;收敛型引射器适宜安装在上游一倍射流出口半径处,最大推力增益为86.7%。实验中,所有轴向安装位置都可产生正推力增益。 相似文献