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在中国空气动力研究与发展中心超高速所弹道靶上利用电子密度测量系统进行了高超声速钢球模型、铜球模型尾迹电子密度测量。电子密度测量系统由8mm微波干涉仪系统、开式微波谐振腔测量系统和闭式微波谐振腔测量系统组成。钢球模型直径φ10mm,速度分别为5.8、5.5、5.6和5.5km/s,对应的飞行环境压力分别为2.79、5.32、5.85和10.91kPa。铜球模型直径φ10mm,速度分别为5.6、5.6、5.7和5.5km/s,对应的飞行环境压力分别为1.33、4.79、5.89和10.91kPa。结果表明:(1)在压力5.3~11kPa范围内、速度约5.5km/s试验条件下,压力越高,钢球模型的尾迹电子密度相应增大,电子密度的衰减速度较快;(2)在压力1.3~6kPa范围内、速度约5.6km/s试验条件下,压力越高,铜球模型的尾迹电子密度相应增大,电子密度的衰减速度较慢;(3)在压力约10.7kPa、速度5.5km/s试验条件下,铜球模型的尾迹电子密度衰减速度比钢球模型慢得多。 相似文献
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由于抽芯困难、织物起皱或断裂,传统的橡胶模压成型技术无法成型织物覆盖橡胶波纹软管。本文通过研究模具结构和制造工艺,介绍了一种无型芯反加压模塑成型导管柔性连接采用耐高压(工作压力〉0.2MPa)和耐空气的气密织物覆盖橡胶波纹软管反加压技术。 相似文献
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新型卫星平台对具有较低热导率和较高尺寸稳定性的聚酰亚胺泡沫提出应用需求,为保证聚酰亚胺泡沫夹层结构胶接质量可靠性及工艺可实施性,需要对胶黏剂进行选型与性能评价。本文对硅橡胶(RTV-X,GD414)进行试验和讨论,通过胶黏剂力学性能、耐温性能、流变性能、90°剥离性能对比,确认RTV-X胶黏剂适用于聚酰亚胺泡沫夹层结构胶接工艺。通过分析验证确定胶接加压方式和胶接压力,并对试样进行高低温力学性能、温度冲击后力学性能考核,总结出以RTV-X为胶黏剂采取正压力≥1 kPa制备出的聚酰亚胺泡沫夹层结构胶接工艺可靠,制品胶接质量良好。所得结果可为深空探测等更多型号任务需求提供工艺参考。 相似文献
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毛善谷 《中国民航学院学报》1998,16(1):15-22
提出并分析了一种利用负反馈的差分共模压控振荡器(CMVCO),它具有极低的相位噪声,与一般的低噪声振荡器(LCVCO)相比,其相位噪声可以低5~8dB。 相似文献
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为了研究单外涵变循环发动机变几何性能收益,建立了一种单外涵变循环发动机总体性能仿真模型,并通过算例验证了仿真模型的计算精度。根据不同飞行状态的发动机控制规律和最优控制目标,模拟生成3种变几何方案最佳变几何参数以及最佳节流特性和高度-速度特性。结果表明:在设定的控制规律下,相对发动机常规变几何方案(方案1),尾喷管、混合器与低压涡轮导向器可调的变几何方案(方案3)使发动机地面节流状态耗油率降低1.7%~3.0%,超声速巡航推力增大14%~29%,亚声速巡航耗油率降低0.9%~3.1%,在3种变几何方案中性能收益最大;尾喷管与混合器可调的变几何方案(方案2)使发动机地面节流状态耗油率降低1.2%~2.2%,超声速巡航推力增大3%~17%,亚声速巡航耗油率降低0.9%~1.2%,在3种变几何方案中性能收益居中。发动机变几何方案的选择应综合考虑结构复杂度、可靠性、质量等方面的代价与基于特定任务需求的总体性能收益的平衡。 相似文献
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由于飞艇续航时间受飞行速度、重力浮力配平方式、载油量变化、风场条件等多种因素的影响,飞机续航时间计算方法并不适用于飞艇,因此提出了一种新的基于试验设计和统计分析方法的飞艇续航时间论证方法。分析了工作高度的风场速度分布规律,分别给出完全靠发动机推力矢量平衡和完全靠动升力平衡两种不同情况下飞艇续航时间计算方法,以某大型对流层飞艇为研究对象,计算了初始方案在不同平均巡航速度、配平重量和配平方式下的平均燃油消耗率和最大续航时间,对经过减阻、减重、减少耗油率等技术改进后优化方案能达到的续航时间和概率进行了分析和论证。研究表明,某飞艇初始方案在使用区域风场条件下基本能满足留空时间72h的指标要求,经技术改进后,指标仍有较大的提升的空间。方法考虑了飞艇续航时间的多种影响因素、取值变化和交互影响,比较适宜在飞艇这类涉及重浮力配平和任务耗油率变化的浮空器上使用。 相似文献
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采用变唇口加板或加杆的方法,模拟某飞机进气道出口截面不同型式的总压畸变流场。变唇口加板能模拟具有中心低压区的总压分布;变唇口加杆可模拟具有中心高压区且周向畸变较小的总压分布。采用圆弧切割法能较正确地模拟总压等值线形状。所模拟的稳态周向总压畸变指数(DC60)、平均湍流度(Tu)和最大瞬时总压畸变指数(Kθmax或Ktmax)均能达到规定的精度要求。该方法不仅能模拟复杂的总压分布和稳态畸变指数;也能模拟动态畸变指数。 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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为研究以甲烷燃料为冷却剂的膨胀循环空气涡轮火箭发动机可行性及性能,采用部件法建立了甲烷预冷膨胀循环空气涡轮火箭(Air-Turborocket, ATR)发动机性能评估模型,研究了压气机压比和冷却剂当量比等参数在不同飞行状态下对发动机性能的影响,分析了不同来流工况下发动机正常工作对各部件的性能需求。计算结果表明,通过大于1.0倍当量比甲烷预冷作用,甲烷预冷膨胀循环ATR发动机能在压气机压比低于2.0条件下实现Ma0~4.0速域连续工作,但由于甲烷焓值较低,限制了压气机压比的提升,因此甲烷较低的单位功是限制发动机性能改进的主要因素;甲烷预冷膨胀循环ATR发动机的涡轮功率只有在较高落压比和甲烷压力条件下才能平衡压气机功率需求;冷却循环系统与空气的热力循环匹配问题是各部件协同工作的关键,通过适当选取发动机各部件控制参数,能在Ma0~4.0速域内获得1250~2114s的比冲、70~110s的单位推力和50%的总效率。 相似文献
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飞行器从地面上升到太空的过程中所经历的大幅度环境参数变化,会导致飞行器及机载设备出现"超热"、"过冷"和"热分层"等现象。为得到不同环境压力下的关键参数--自然对流换热系数,本文搭建了一个能提供不同气压和环境温度的封闭试验舱,对在不同压力环境(0.0001,0.01,0.1,0.2,0.5,1,10,50 kPa和常压)下几种固定加热量(75,150,300 W/m2)的竖直平板散热进行了实验研究,通过对辐射散热和对流散热的分析比较,获取不用工况下气体的对流换热系数。结果表明:对流换热系数在绝对气压小于1 kPa时非常小,可以视作为0;在绝对气压大于1 kPa时,对流换热系数随压力的升高呈2次方增加;通过对环境物理参数的无因次化处理,得到的准则式方程可用于1~100 kPa的环境压力。 相似文献
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介绍用于测量高低温环境下高压气体绝对压力的传感器的设计,传感器采用谐振筒式敏感元件和数字量输出方式.量程满足0.02~4.0MPa,精度优于±0.05%FS,可在-55~150℃的较宽温度范围内可靠工作.该传感器可用于飞机发动机的电调系统,测量发动机不同位置的压力.文中主要论述了谐振筒的设计方法,确定了宽温大压力高精度... 相似文献
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猴头部冲击下颅内压的变化和头冲击伤的防护 总被引:4,自引:0,他引:4
为了探讨应急弹射时高速气流吹袭造成头部冲击伤的机制和防护措施,使用动态加载机,对24只猴的头部进行了冲击,观察了头部损伤程度与颅内压的变化关系。实验结果表明,随头部损伤程度的加重,颅内压也随着增高;损伤程度的不同,颅内压的动态响应曲线也呈现出不同的特点;颅内压增高值达到6.63kPa猴出现了脑震荡的症状;颅内压的增高值达到或超过10.02kPa猴发生了脑器质性损伤。在应急弹射时适当地固定头部或防止颅骨变形可较好地预防和减轻头部冲击伤。另外,还应在减少头部气动力和提高座椅的稳定性上着重考虑。 相似文献
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初始压力和狭缝高度对狭缝内起爆距离影响的实验 总被引:1,自引:0,他引:1
为获得狭缝内爆轰波起爆距离(DID)的变化规律,分别在宽度为10mm,高度为1.0,2.2,2.9,4.0mm,长度为1220mm的狭缝爆轰管内对不同初始压力下(5~45kPa)化学当量比的乙烯/氧气混气进行单次爆轰性能实验研究.根据烟迹法、高速摄影图片判定起爆位置,得到初始压力和狭缝高度对爆轰波起爆距离的影响规律.结果表明:①在初始压力为10~20kPa时,起爆距离随着狭缝高度增加逐渐缩短;②在初始压力为25~40kPa时,起爆狭缝距离随着狭缝高度变大先降低后增加,在初始压力为45kPa时,起爆距离随着狭缝高度增加而变长;③综合初始压力和狭缝高度的影响,初步得到起爆距离随初始压力和狭缝高度等参数变化的量纲归一化经验公式. 相似文献