底部边界排气的减阻效应

本文利用底外侧周向多孔排气的方法研究具有圆柱后体的超声速旋成体底部流动特性及减阻问题。研究工作在超声速风洞进行，来流马赫数从１．５３到３．０１，单位雷诺数为２．×１０＾７／ｍ到２．８×１０＾７／ｍ。文中讨论了排气流量、气体介质对尾流结构与波系分布的影响，对底部增压减阻的效果，测量了底压分布，拍摄了尾流场纹影。实验结果分析表明，采用此种方法能够有效地干扰尾流边界，控制尾流特性，其中氦气在最佳排气流量     

美国太空核动力计划重开张--"普罗米修斯"计划一瞥

迄今为止，人类航天活动主要使用化学能源，燃烧化学推进剂推动火箭和航天器飞行。核能源是指通过核裂变或核聚变反应所产生的能量。目前能付诸实用的核能源是核裂变反应。单位质量核裂变物质产生的能量是化学能源的数百万倍。利用核能源推动火     

测量发动机排气温度方法讨论

根据热电偶的测量原理，讨论使用带自动冷端补偿的电偶调节器从机上排气温度表头抽引信号测量发动机排气温度时，存在冷端过补偿电势，给测量带来误差，提出了进行数据修正建议。     

矩形主喷管带小突片的排气引射混合系统的试验研究

通过对安装在矩形主喷管出口端的 4组不同面积和顶角的三角形小突片的对比试验, 初步研究了小突片的片数、面积 (或堵塞比)、形状和安装角度等结构参数对排气引射混合系统的气动性能的影响。试验结果表明, 小突片的应用虽然增加系统的压力损失系数, 但它明显地使系统的引射系数增加、混合均匀性改善。      

波瓣强迫混合器流动规律初步分析

介绍了一种带波瓣型强迫混合器的加力扩压器流场试验情况。通过实例测以及对特征面上的混合边界（最大温度梯度位置）分析,得出了混合效率和与混合器结构（几何形状）紧密相关而基本不随气动工况变化而变化的重要结论。同时由定义的冷热态气流的旋转量判定,内外涵气流间的传热影响可能是数值计算必须计入的重要因素。     

航空发动机排气温度基线建模新方法研究

为实现航空发动机气路性能诊断与预测,提出一种基于堆叠降噪自编码器(Stacked de?noising auto encoder,SDAE)和支持向量回归(Support vector regression,SVR)相结合的航空发动机排气温度(Exhaust gas temperature,EGT)基线建模方法.以CF...     

脉冲爆震发动机(PDE)引射增推装置试验

PDE设计了两种结构的排气引射增推装置,通过对两种结构排气引射增推装置的试验对比,研究了排气引射增推装置对PDE推力贡献,试验结果表明在合理的结构设计下,采用排气引射增推装置可使PDE平均推力增加50%左右。理论分析了排气引射增推装置的工作机理,及不同结构参数对PDE排气引射增推装置的影响,为PDE排气引射增推装置优化设计提供了理论和试验依据。      

波瓣引射-混合器特性参数影响的数值研究和验证

运用不可压缩流动Navier—Stokes方程,对波瓣喷管引射-混合器的流场和引射特性进行了三维数值研究。在计算过程中,主流进口采用质量流量边界条件,二次流进口和混合流出口采用压力边界条件,均设置为环境大气压力。与相关的实验结果对比表明本文的计算方法可以有效地预测引射流量比和混合流场。针对混合管的结构参数开展了系列研究,获得了混合管截面比和长径比对于引射系数和热混合效率的影响趋势。     

过冷度对飞行器贮箱热力学排气系统性能的影响

为了研究低温推进剂贮箱的压力控制特性和热力学排气系统的运行特性,建立了耦合贮箱内流体流动相变过程与热力学排气系统(TVS)的数学模型,对TVS系统运行后贮箱的压力和温度变化进行了仿真计算。在以液氮为贮存工质的低温流体高效贮存平台上,进行了仿真模型的验证。分析了不同液体过冷度对低温贮箱温度和压力控制特性的影响。研究发现,在相同的在轨贮存周期内,对于饱和状态的液氢和液氧,TVS只有在排气模式下才能实现低温贮箱的压力控制,而对于过冷状态的液氢和液氧,TVS只需进行混合模式运行便可实现低温贮箱压力控制,且TVS混合运行时间随液体过冷度的增加而减少,16 K液氢时TVS的运行时间(546 s)相比于20 K液氢(663 s)减少了17.6%,78 K液氧时TVS的运行时间(2 760 s)相比于90 K液氧(16 469 s)减少了83.2%。过冷液体与气枕的混合可以实现低温流体在轨贮存过程中的零排放。     

分开排气大涵道比涡扇发动机高空模拟试验排气布局评估

为评估分开排气大涵道比涡扇发动机高空模拟试验的排气特性,采用数值仿真方法,对分开排气发动机高空模拟试验时配备的排气扩压器的结构进行分析。主要从发动机尾锥与排气扩压器入口距离、排气扩压器结构尺寸、舱内压力模拟偏差及次流四方面影响进行排气特性计算,并以发动机设计推力进行检验。结果表明:该发动机进行高空模拟试验时,排气扩压器直径应不小于3.5 m,排气扩压器直段长度不小于9.0 m,发动机尾锥与排气扩压器入口距离以0.85倍扩压器直段直径为宜;发动机飞行包线的巡航点和左边界点的推力偏差,均随模拟舱压偏差绝对值的增大而增大,但巡航点推力变化斜率较大。