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对付与时间敏感目标采用高速和超高速导弹 ,考虑以冲压发动机为动力的将日趋增多。 2 0 0 2财年 ,美国海军开始实施高速反辐射验证计划HSAD ,旨将哈姆导弹 (HARM)升级为更高速反辐射导弹HSARM ,已选择可变流量固体火箭冲压发动机为动力装置的优选方案。德国研制的智能制导增程反辐射导弹Armiger,采用火箭冲压发动机推进 ,飞行马赫数可达到 3,于 2 0 0 2年初成功地进行了首次飞行试验。法国的冲压发动机飞行器VESTA ,将于 2 0 0 2年中期开始进行飞行试验 ,计划将这发动机用于装备核弹头的增程空面导弹ASMPA ,… 相似文献
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陈治怀 《中国民航学院学报》1994,12(1):15-22
本文应用SLAM—Ⅱ计算机模拟语言编制了Cessna—152飞机的进近着陆程序。SLAM—Ⅱ模拟语言具有数值积分功能,使连续过程的程序编写大为简便。用该程序计算分析了Cessna—152进近着陆过程中飞机各种运动参数对飞行员操纵的响应。 相似文献
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Jameson有限体积法对非结构网格推广的改进 总被引:6,自引:1,他引:5
本文将Delaunay法用于复杂物形的非线性结构网格生成,并利用黄明格提出的布点原理避免边界穿透。绕流的计算采用Euler方程和Jameson的有限体积法。本文对三维问题提出新的激波敏感器,对方法做了改进,并用于AGARD M6机冀、导弹模型和飞机模型的绕流计算。 相似文献
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介绍了CIMS环境下一个实用CAPP系统──FA—CAPP的主要功能,着重论述FA—CAD/CAPP/CAM的集成,FA—CAPP与CIMS其它分系统的集成,以及工艺知识表达、工序图生成。 相似文献
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基于求解三维Navier-Stokes方程,首先数值预估了高超声速三维流动的边界层特性;采用已有的高超声速三维边界层转捩准则,即在转捩位置Reθ/Me=常数,以及通过修正由ONERA提出的代数转捩模型,建立了预估三维边界层转捩的半经验数值技术并应用于三维Navier-Stokes方程的求解。利用HALIS模型及相关的实验数据,首次进行了在M∞=6时不同雷诺数及迎角的验证试验。预估结果表明:在不考虑 相似文献
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王利红 《郑州航空工业管理学院学报(管理科学版)》1999,17(3):67-70
形状记忆合金具有感温-驱动的特性,钭其用作机器人夹持器的驱动元件,可以使夹持器具有结构简单、体积小、重量轻等优点。本文主要了SMA驱动元件的控制方式及记忆外形的选取与性能测试,设计了多种SMA弹簧夹持器,通过安装于SCARA机器人上进行垛盘轴孔的装配实验,证明SMA夹持器能很好地完好装配任务。 相似文献
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开展了进口空气马赫数、驻涡区余气系数影响涡轮级间燃烧室燃烧性能的试验研究,获得了燃烧室性能参数的变化规律:随着进口马赫数的增大,总压损失从1.5%增加到7%,流阻系数变化不大,出口温度分布系数OTDF(overall temperature distribution factor)也相应变大;对于不同的进口马赫数,燃烧效率、OTDF随驻涡区余气系数的增大分别为降低和基本不变;燃烧效率大多在70%~85%之间;试验中得到的在燃烧室进口温度为473K时的最大贫油熄火余气系数为9.7. 相似文献
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使用特征参数准则预测航空发动机燃烧室贫油熄火极限 总被引:2,自引:2,他引:0
阐述了特征参数准则的核心原理和预测流程,使用计算流体力学软件FLUENT数值模拟分析了某型航空发动机环形燃烧室的贫油熄火过程,提出了判断熄火的征兆——"M"型火焰及其产生原因.运用特征参数准则研究了不同进口气流速度、气流温度等关键参数对航空发动机燃烧室贫油熄火极限的作用规律.结果表明:贫油熄火油气比随进口气流速度的增加逐渐下降;当进口气流温度小于395K时,贫油熄火油气比随进口气流温度的增加逐渐降低;当进口气流温度超过395K后,贫油熄火极限基本不随进口气流温度的变化而改变. 相似文献
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典型贫氧推进剂固体火箭冲压发动机性能 总被引:1,自引:0,他引:1
建立了基于热力计算的固体火箭冲压发动机性能计算模型,针对三类典型贫氧推进剂开展了固体火箭冲压发动机性能分析及变化规律研究。研究结果表明:相同高度和来流马赫数下,随着余气系数的增加,进气道裕度增加,推力系数减小,比冲先增加后减小。相同高度和余气系数下,随着来流马赫数的增加,进气道裕度增加,推力系数减小,比冲减小。相同来流马赫数和余气系数下,进气道裕度、推力系数、比冲随高度的变化不明显。空气总温对特征速度及发动机性能有较明显影响,是性能分析时不可忽略的因素。与碳氢贫氧推进剂、铝镁贫氧推进剂相比,含硼贫氧推进剂当量空燃比适中,比冲较高,推进剂密度大,在工程应用上更具优势。 相似文献
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燃油周向分级对贫油熄火油气比的影响 总被引:6,自引:1,他引:5
为降低贫油熄火油气比,对双头部燃烧室进行了燃油周向分级贫油熄火模拟实验研究。实验考虑了进气速度、进气温度对贫油熄火油气比的影响。采用了三种不同长度的隔板来研究减少两个头部之间相互影响。试验结果表明:与不分级燃烧相比,燃油周向分级燃烧能够显著降低贫油熄火油气比。当燃烧室进气温度低于400K,贫油熄火油气比随燃烧室进气空气流速的上升而明显下降,当进气温度大于400K,贫油熄火油气比对燃烧室进气温度和速度不敏感;采取加在头部之间插入隔板的措施来降低燃烧室贫油熄火比,效果并不显著。 相似文献
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根据隐身飞机的设计特点 ,对各种改善进气道隐身性能的技术措施进行了概述。通过对理论计算和试验研究结果的分析 ,给出了能有效降低进气道RCS的有实际意义的方案 相似文献