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SRMU新喷管材料试车成功 总被引:1,自引:0,他引:1
美国“大力神 4” (TitanⅣ )运载火箭的改进型捆绑固体助推发动机 (SRMU)采用新喷管材料的热试车获得成功。 2 0 0 0年 3月 1 9日 ,试验在加州爱德华空军基地的空军研究试验站 1 C试车台上进行 ,试验了 1 40s,为验证三段SRMU增强碳 碳喷管采用新材料的性能 ,得到了系统的数据 ,达到了预期的目的。试验发动机由联合技术系统公司制造 ,产生推力 7562kN。SRMU在 1 C试车台的最后一次试车是在 1 993年末。SRMU新喷管材料试车成功 相似文献
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本文介绍了我国目前唯一一座国家二级基准试车台--266航空涡喷涡扇发动机露天基准试车台,并对航空发动机在露天基准试车台和室内试车台上试验录取推力作了理论分析和对比,阐述了对室内试车台进行校准的必要性,同时,文中还对基准试车台的其它用途作了简要介绍,并对基准试车台的使用提出了一些建议。 相似文献
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针对直连式喷气发动机试车台稳定段同试验件的联接问题,根据空气流量测量、补氧及推力测量等不同试验目的与要求,讨论了选择联接方案对试验结果的影响。结果认为,模拟总温较高时,音速喷嘴流量测量联接方式应慎重选用;采用能够测量进、出口压力的迷宫密封方式,可以根据喷嘴及回绕式阻隔件流动理论计算出空气泄漏量并可测出压力损失值,从而对试验所要求的补氧量及推力测量提供较准确的修正。 相似文献
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本文简要分析了露天试车台的功用和建设对选址的要求,重点探讨了海拔高度对露天试车台基准试车性能的影响和确定该影响的研究方案。已有研究结果初步表明,当海拔高度在3km以下或环境压力在70kPa以上条件下.露天试车台试验的发动机换算性能与在标准大气海平面静止空气条件下的发动机试验性能是一致的.即在海拔高度3km以下选址建设露天试车台都是可行和合理的。 相似文献
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饶人 《燃气涡轮试验与研究》2015,(1):63
<正>58号大型试车台,是罗·罗公司为推动英国制造业发展及提升产品性能,于2007年在英国德贝投资建设的大型试验设备。58号试车台是罗·罗公司最新、最大且噪声最小的试验设备,同时也是世界上最大的试车台之一。该试车台具有降矂双层顶盖与舱壁,包含11 000m3的混凝土结构及容量达1 000t的进排气消声装置。该试车台除了承担2007年关闭的诺丁汉哈克奈尔专用露天试车台上进行的关键取证试验外,还承担了发动机投入使用前必须进行的一些试验,如风扇叶 相似文献
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针对50KN高精度试车台设计问题,叙述了影响试车台精度的主要因素-试验架和测试系统,给出了具有原位校准的试验架和基于VXI总线测试平台的解决方案. 相似文献
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某型航空发动机滑油系统为全流量供油系统,不设置溢流流路,因此滑油喷嘴的尺寸直接影响滑油系统供油压力的高低。为了研究喷嘴尺寸公差对滑油系统压力的影响的大小,运用FLOWMASTER软件,首先建立了系统喷嘴的部件仿真模型,根据喷嘴流量检查试验压力、温度、流量的要求,仿真计算出各处喷嘴的上限和下限尺寸,喷嘴计算结果通过某台发动机试验数据校核;然后根据得到的喷嘴尺寸,建立滑油供油系统级的仿真模型,计算评估喷嘴的极限尺寸对滑油系统供油压力的影响。结果表明:喷嘴尺寸的极限尺寸公差对滑油系统供油压力的影响在慢车状态达到57 kPa,在地面最大状态可以达到130 kPa,即极限状态下不同批次发动机滑油系统的试车参数范围差异最大可达130 kPa。计算结果对于发动机滑油系统供油压力范围设定、整机试车问题处理具有指导意义。 相似文献
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本文用最大误差方法,对固体火箭发动机六分力立式试验台的静态误差进行了分析.分析结果是,其静态误差主要来源于动架纵轴的调整.并建立了发动机推力偏心距和推力偏心角的静态误差计算公式.文中也谈到减小立式试验台静态误差的调整方法. 相似文献
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根据试验实测的引射器极限工作点数据,分析了引射器初始段内主动射流输运特性对极限点工作参数的重大影响,提出了引射器极限工作点的实际流动模式,剖析了引射器极限膨胀比不可逾越性。从理论和试验证明,引射器在抽除射流输运质量的条件下,可以将使用膨胀比提高到远远超过极限膨胀比的广阔区域。首次获得了从低膨胀比到超越极限膨胀比限制的高膨胀比的“引射器工作状态试验特性”。 相似文献
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气/液同轴离心式喷嘴流量及雾化特性实验 总被引:8,自引:2,他引:8
通过实验方法,研究气/液同轴离心式喷嘴的流量特性及气液之间的相互影响,研究压降及缩进长度对喷嘴雾化特征的影响。研究表明,液喷嘴流量受气喷嘴压降影响,流量增大或减小取决于缩进室内气喷嘴对液喷嘴产生的是引射还是堵塞作用;同一喷嘴,液膜破碎长度及液滴尺寸随压降增大而减小;液滴尺寸分布沿喷嘴横截面呈马鞍型分布,曲线的最高点和分布宽度随喷嘴几何特性及压降变化;提高气/液之间的相对运动速度,可提高雾化质量;随着缩进长度增大,雾化质量明显变好。 相似文献
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针对常温推进剂发动机推力室再生冷却和撞击式喷注器结构,分析了推力室身部与喷注器对接部位的流场特性,对流场均匀性进行了实验测量。结果表明:推力室身部再生冷却通道出口压力存在约0.15 MPa周向不均匀。身部出口节流显著提高局部流速,使喷注器面氧化剂湍流度和不均匀性增加,进而改变燃烧特性。通过撞击喷注单元雾化试验,获得了18 m/s的推进剂入口边界流速。基于喷注器流场均匀性,提出控制推进剂流速,降低不均匀性,进而抑制纵向高频燃烧不稳定性的控制方法。发动机热试结果表明,采用(15±1) m/s的推进剂入口流速,控制方法抑制了纵向高频燃烧不稳定性。 相似文献
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本文介绍进口流场畸变对发动机稳定性的影响.文章针对某型双轴涡喷发动机在湍流型动态畸变流场条件下压气机喘振放炮的实例,重点分析了该发动机在高空台喘振放炮的原因及其排除故障的方法.增设气动格栅和收敛段整流装置可使进口流场较为均匀,使涡喷发动机在高空台地面进气流场下工作稳定可靠. 相似文献