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991.
简要地介绍了固体火箭-冲压组合发动机进气道设计思想,叙述了后置旁侧进气道突扩的特点,由于气流的拐弯、突扩和掺混,进气道总压恢复系数辐度下降。因此过于讲究进气道本身型面设计是完全没有必要的,而尽可能减小外阻却是极为重要的。 固冲组合发动机多用于加速式地空弹,这就需要增加接力点附近的推力,因此应考虑采用超额定工作进气道,增大流量以提高地空弹加速式冲压型发动机和导弹性能。 文中对后置旁侧气道攻角适用范围以及大攻角进气道性能进行了讨论,因为这是组合发动机用于地空弹和反辐射弹需要解决的突出问题,加大组合发动机攻角范围是当前急需解决的技术关键。 相似文献
992.
本文研究了翼盒结构的可靠性分析及基于系统可靠性的结构优化设计方法。采用发展了的优化准则法枚举系统的主要失效模式,和Feng的高精度法计算系统破坏概率,提出两个迭代公式进行元件尺寸的优化设计。算例结果表明本文方法是中、大型结构系统可靠性分析及优化设计的有效方法。 相似文献
993.
994.
本文介绍一种同轴环形可变截面喷注器,它用于双组元自燃推进剂变推力液体火箭发动机中,采用环形液流撞击-溅击进行组元的混合和雾化.经过万余秒的热试验证明该喷注器与高硅氧酚醛树脂材料的烧蚀推力室具有良好的相容性;推力变比可达5:1;与L=0.5m的燃烧室匹配,高推力下的燃烧室效率可达95%;该喷注器还具有重复起动或脉冲工作的能力. 相似文献
995.
对某三级风扇静叶在全三级环境中进行了数值优化。原叶型的流场计算结果显示,第二级静叶根部通道涡的存在及其诱发的第三级静叶根部分离,制约了三级风扇性能的提高。运用弯叶片技术对第二级静叶进行优化,并借助NUMECA软件的Design3D软件包参数寻优。优化后所获得的根部正弯、顶部反弯叶型有效地抑制了第二级静叶根部通道涡的形成,消除了第三级静叶根部的分离区。优化后风扇的效率和稳定裕度有了大幅提高,而压比基本不变,优化前稳定边界线上的一个明显下陷点被抹平。 相似文献
996.
997.
针对大型砂型铸造镁合金铸件晶粒粗大、室温塑性较差的问题,模拟大型铸件的慢冷条件,通过成分优化、微观组织分析、热处理优化的方法研究了大型Mg-Gd-Y镁合金铸件室温强韧化的最优工艺参数。结果表明:Mg-6Gd-3Y-0. 5Zr(GW63K)具有良好的综合性能,GW63K的最佳固溶处理参数为475℃/7 h+495℃/3 h,最佳时效处理参数为200℃/80 h,本体室温抗拉、屈服强度和延伸率依次达到了334. 5 MPa、201. 0MPa和6. 2%,具有良好的室温强韧性。 相似文献
998.
999.
摄动对编队飞行星座相对构型的影响分析 总被引:4,自引:0,他引:4
在近圆轨道编队飞行的假设条件下,根据动力学关系推导出了环绕卫星相对参考卫星的运动学简化模型,并以此简化模型为基础,分别研究了大气阻力摄动、日月引力摄动、太阳光压摄动和地球扁率摄动对编队飞行星座的构型影响,着重分析了地球扁率摄动周期项和长期项对构型的影响,并以此对编队轨道设计提出建议。 相似文献
1000.