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1.
为优化高温升主燃烧室燃烧性能,对三级旋流主燃烧室开展雾化特性试验研究。预燃级喷嘴采用离心喷嘴压力雾化和气动雾化相结合,主燃级采用预膜式气动雾化。试验采用相位多普勒粒子分析仪对主预燃级喷嘴和燃油分级后的雾化特性进行研究,对比分析了不同头部压降和燃油流量在不同轴向截面和径向位置的液滴粒径分布,并利用高速摄像对不同工况下的喷雾形态进行了记录。试验结果表明:主燃级油雾粒径为50~80μm,气液比达到3.5即可达到良好的雾化水平。随着轴向距离延长,喷雾粒径变大,喷雾浓度变得均匀。燃油分级比增加可降低整体粒径约10μm,且主要影响中心区域,对雾锥外侧粒径影响不大。 相似文献
2.
3.
为了分析评估某型歼击机无隔道进气道附面层的排除特性,设计搭建鼓包表面附面层压力梯度测量试验系统,进行了不同飞行高度、马赫数和姿态角等工况下的飞行试验。通过对飞行试验数据的整理、计算和对比分析同型号的缩比模型风洞试验结果,研究了无隔道进气道鼓包表面附面层排除特性。研究结果表明:稳定平飞时,在亚音速范围内,随着飞行高度的增加,鼓包构型对附面层的排除效果增大,而在超音速范围内,变化规律相反;在接近马赫数1.8及以上飞行工况下,鼓包表面附面层的扫除能力有所减弱,附面层气流分离加速,进而会造成较大的进气压力损失和畸变。单纯迎角飞行有利于增强附面层的排除能力;而带侧滑角飞行时,附面层压力系数曲线的拐点沿鼓包中心线平行向“背风面”偏移,偏移量与侧滑角成正比,进气道鼓包表面“迎风面”附面层排除能力增大,而“背风面”受气流分离影响而减弱。 相似文献
4.
为突破结冰风洞对翼型模型尺寸的限制,提出了一种新的混合翼型设计方法,可使用一套混合翼型模拟原始翼型在不同迎角下的结冰试验,弥补了以往混合翼型只能在单个设计迎角下使用的缺陷。方法采用多段翼的形式设计混合翼型,以多目标迎角等结冰试验条件作为设计输入,优化设计主翼外形和襟翼的位置、偏转角度,利用襟翼位置和偏转角度的变化实现混合翼型和原始翼型前缘表面的压力系数在不同迎角下能够保持一致,继而保证前缘结冰外形的一致性。设计的混合翼型较原始翼型弦长减小接近40%,在冰风洞中对混合翼型和原始翼型在目标结冰条件下进行试验,对比结果显示,在选取的多个目标迎角下,混合翼型和原始翼型二维截面的结冰外形基本一致,提出的混合翼型设计方法能够有效的模拟原始翼型在不同迎角下的结冰外形。 相似文献
5.
以高分子材料自润滑衬套为研究对象,其摩擦阻尼为旋翼摆振铰提供减摆阻尼,在直升机飞行时,摆振铰作周期摆振运动,产生大量的热,引起衬套温度升高,易造成摆振自润滑衬套阻尼值剧烈变化。通过建立旋翼支臂摆振铰自润滑衬套摩擦生热模型,计算了摆振铰摩擦总热流量,按摩擦副接触面最高温度相等假设计算热流量分配。对传热过程应用有限元稳态热进行求解,获得了直升机旋翼运转时摆振铰摩擦副的温度分布,再进行自润滑衬套疲劳耐久性试验装置水冷散热等同性分析,最终确定了试验装置控制温度参数,为旋翼摆振铰自润滑衬套疲劳耐久性考核试验设计和验证提供参数。 相似文献
6.
针对具有复杂围护结构光学窗口传热特性,建立了高热流作用下的光学窗口及其复杂围护结构的辐射-导热传热模型,分别讨论了窗口的辐射半透明、光谱选择性、外部加热热流以及窗口尺寸对其瞬态温度响应的影响。结果表明,忽略窗口半透明特征会产生最大31.4%误差,忽略光谱选择性会产生最大40.4%误差;窗口外部气动加热热流影响显著,温度响应随热流的增大而急剧增大;窗口厚度对其传热特性的影响较大,随着厚度的增大窗口温度响应减小;而窗口半径产生的影响可忽略不计。 相似文献
7.
受测量分散性、仪器误差等因素影响,加速退化试验中存在测量不确定性问题。提出了加速退化试验测量不确定度的传播与评定方法,以提高试验评估结果的准确性和可信性。首先,介绍了加速退化试验中的测量不确定度来源,并结合维纳过程加速退化模型参数估计过程分析了测量不确定度的传播效应;其次,分别利用测量不确定度指南评定法(GUM)和蒙特卡洛法,量化评定了加速退化试验中性能观测数据测量不确定度对正常应力水平下产品可靠性评估结果的影响;最后,采用某型空间用高分子传感器案例对本文所提方法进行验证,并针对2种方法的估计结果进行了对比分析,验证了所提出方法的有效性。 相似文献
8.
为探究低温环境下单组元300N发动机的工作特性,揭示影响发动机低温性能的主要影响因素,以300N发动机为试验对象,开展了模拟飞行工况的发动机低温试验。给出了低温试验研究方法,分别从温度差异对发动机性能影响、催化剂活性差异对发动机低温启动特性影响和低温对电磁阀响应特性影响等方面获得研究结果。结果表明,低温是影响发动机低温性能的主要影响因素,-48℃条件催化剂无法完成推进剂的催化分解,发动机发生爆炸;-30℃条件下起活时间为80.5~87.5ms,发动机可正常启动,且启动温度与起活时间呈指数关系;催化剂批次差异也对发动机低温工作性能产生一定影响,不同批次催化剂低温起活时间的差异可达91ms;低温试验过程中,电磁阀的关闭受到低温推进剂粘性和背压的影响,产生了明显的迟滞现象,延迟时间约100ms,对发动机在轨的精准控制存在一定影响。 相似文献
9.
在定向炉中分别采用籽晶法制备了[001]、[011]和[111]3种不同取向的第四代单晶高温合金DD15,在800℃研究了不同取向的高周疲劳性能,分析了合金不同取向的显微组织、疲劳断口形貌和疲劳断裂组织。结果表明:在凝固方向横截面上不同取向合金的铸态枝晶和热处理γ′相组织明显不同。合金800℃的高周疲劳性能存在各向异性,疲劳极限按[111]、[001]、[011]取向的顺序降低。不同取向合金的高周疲劳都是沿平面断裂,断裂平面与试样中心应力轴线的角度不同,角度按[011]、[001]、[111]取向的顺序逐渐减小。不同取向高周疲劳断口特征基本相同,可见疲劳源区、疲劳扩展区和瞬断区。疲劳裂纹起源于试样表面或亚表面并沿{111}平面扩展。扩展区上可见河流状花样和疲劳条带。瞬断区可见撕裂棱和解理台阶特征,其断裂机制都为类解理断裂。由于试验温度较低,不同取向疲劳断裂后的γ′相仍保持立方形状。 相似文献
10.
堵塞技术是降低发动机高空模拟试验成本和解决设备抽气能力不足的可行手段。在不同喷管排气环境压力条件下,某型带拉瓦尔喷管涡扇发动机完成了四组堵塞对推力影响的试验,发动机总推力试验值最大差异为6.2%。为揭示试验推力差异产生的原因,提高堵塞条件下发动机高空试验推力评估的准确性,开展了相关的理论分析和一维仿真计算,提出了主要影响量估算方法。结果表明:推力差异主要与发动机转速、结果修正方法和喷管扩张段流场特性有关;按文中提出的主要影响量估算方法计算了这些因素对推力的影响量,扣除影响量后总推力的最大差异降至0.8%;相同转速下,总推力相似换算值随喷管排气压力的升高呈增大趋势,最大差异达到3.3%。 相似文献