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71.
催化点火气氢气氧推力器试验研究 总被引:1,自引:1,他引:0
为探索催化点火气氢气氧推力器的点火规律和相关性能,设计并搭建了1N催化点火气氢气氧推力器试验系统,进行了冷热试试验。试验成功实现了不同工况下的多次催化点火。结果表明:供给氧氢混合比控制在100时,推力器预燃室产生的点火温度为700℃,能够满足燃烧室点火要求;催化剂面积体积比对催化氢氧点火具有决定性影响,采用面积体积比大的催化载体可以实现常温(8℃)下的催化点火;另外,试验中氢氧燃烧产生的高温和试验结束后推力器内残留的液态水也对催化组件提出了一定的耐温性和防水性要求。 相似文献
72.
提出超高速部分流式切线泵的结构设计和理论计算方法,探讨切线泵的流量系数与喉部面积的关系。最后,通过应用实例总结相关的技术问题。 相似文献
73.
74.
用数值计算的方法研究了冲击-多斜孔壁复合冷却方式的冷却特性,在保证当量开孔面积相同且压降相同的前提下,研究了冲击孔壁与多斜孔壁开孔面积比 变化对冷却特性的影响。研究发现,随着冲击孔与多斜孔开孔面积比减小,多斜孔壁气膜出流速度降低,气膜覆盖增强,冲击换热系数呈增大趋势,使得模型冷却效果增强;多斜孔壁热侧、冷侧与多斜孔孔内换热量随开孔面积比减小而减小,多斜孔内换热量在模型总体换热量中所占比例逐渐增加。 相似文献
75.
基于凹腔火焰稳定器的亚燃冲压发动机点火性能研究 总被引:3,自引:0,他引:3
通过碳氢燃料亚燃冲压发动机直连式试验,对凹腔火焰稳定器的点火性能进行了初步研究.试验分别在高能火花塞及氰气引导火焰两种情况下成功实现了可靠点火.结果表明,基于凹腔火焰稳定技术的亚燃冲压发动机的点火性能与燃料喷注压降及喷注方式密切相关.在壁面喷注燃料的方式下,发动机容易实现可靠点火,而在中心喷注燃料的情况下,发动机很难被点燃.此外,试验还发现,发动机的喉部尺寸对采用这类结构的哑燃冲压发动机凹腔内的压力影响较小,因此,喉部尺寸的变化对其点火性能的影响也较小. 相似文献
76.
77.
78.
《世界航空航天博览》2000,(12):2-3
中国 举世瞩目的第三届中国国际航空航天博览会于11月6日在珠海开幕。本届航展共吸引了27个国家和地区的近400家航空航天厂商参展,参展总面积12436平方米,比上届增加了35%,参展飞机共89架。航展期间举行了45场新闻发布会、学术研讨会和项目签约仪式。 相似文献
79.
80.
发动机进排气系统对飞机气动特性影响的数值研究 总被引:1,自引:1,他引:0
为了分析发动机与飞机系统耦合过程中产生的气动力特性,准确获取实际使用条件下的飞机升阻特性,以带动力的某半模飞机模型为研究对象,开展了三维流场数值仿真计算,利用风洞试验数据对计算方法进行了验证,总结了溢流阻力及排气干扰阻力的变化规律,结果表明:发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,在选定的发动机工作参考状态下,溢流阻力在飞机系统升力与阻力方向的分量随捕获面积比的增大分别增大、减小,排气系统实际工作状态偏离选定的参考状态越远,干扰阻力在飞机系统升力和阻力方向分量的绝对值越大。 相似文献