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将塞式喷管概念扩展到水下固体火箭发动机应用领域,为了研究高背压环境下塞式喷管的水下流动分离特性,建立水下塞式喷管流动分析模型,并采用流体体积法(VOF)两相流模型对设计马赫数2.0的环喉型圆锥塞式喷管水下工作时的过膨胀流场进行了气/水耦合数值模拟,计算考虑了气体的压缩性和粘性。计算结果显示:圆锥塞式喷管在水下的过膨胀流动也存在间歇性的颈缩、胀鼓以及回击等不稳定现象;与空气环境下的工作条件不同,气/水界面表现出类似于壁面的约束作用,塞锥外流场形成的波系结构由塞锥壁面和内喷管出口下游气/水界面共同决定;水下超声速气体射流的不稳定振荡引起喷管出口背压和气/水界面的脉动,塞锥表面的分离流场随射流的振荡而变化,根据流场激波结构以及塞锥表面分离特征的不同,可以区分为5种不同的分离流动形态;塞式喷管在水下和空气环境下的分离流动振荡的驱动机理不同,水下分离流场的振荡主要受气/液两相相互作用诱导的射流振荡过程的影响,分离流场附近壁面压强振荡频率覆盖0~1000Hz范围内的较宽频带,且没有显著的特征频率。 相似文献
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纤维缠绕工艺经过40年的发展,已成为一门世界规模的大型工业,全世界今天共有350多个厂家,1000多台缠绕设备。纤维缠绕结构得到广泛应用,尤其在固体火箭发动机等航天产品方面的应用更引人注目。但是,迄今还没有一个可比较各厂家产品性能的标准试验方法。 美国的主要厂家之一Brunswick公司,根据美空军火箭推进实验室的合同要求,曾为复合材料发动机壳体技术改进计划,研制了一种标准试验评价容器(STEB)。该容器被火箭 相似文献
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以9km 火箭橇试验设施为基础, 就惯导装置精度试验所需的长时、大过载
弹道条件, 提出了一种火箭橇弹道的设计方法。建立了火箭橇主动段和刹车段运动方
程, 针对火箭发动机推力、气动力、摩擦力和刹车力等主要动力学因素, 结合工程经
验,提出了选取原则和方法。以某惯导装置精度试验为背景,设计了火箭橇试验弹道,
通过试验验证,设计结果与实测数据基本一致,满足总体要求,并对其中出现的主要误
差进行了分析和评估。该研究能够为惯导装置开展精度试验奠定良好的火箭橇弹道设计
基础。 相似文献
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火箭橇系统是一种以火箭发动机为动力沿地面固定轨道高速飞行的地面试
验设备,在试验过程中,其外界激励复杂,所提供的力学环境条件较为恶劣,因此在试
验前对火箭橇结构系统进行动力学分析在火箭橇结构设计中是必不可少的。主要针对某
火箭橇减振结构平台进行动力学分析, 利用ANSYS 的动力响应分析系统对典型火箭橇
减振结构系统进行模态分析、谐响应分析、瞬态响应分析以及谱分析的仿真分析,并与
实验室结果进行了对比分析。通过以上分析可以解决火箭橇减振设计中的振动分析问
题,并对结构的减振设计提供依据。 相似文献
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由于水下环境的复杂性,多普勒测速(DVL)误差的均值和噪声方差等统计特性均存在跳变现象,影响了INS/DVL组合导航精度。为此提出了一种基于模糊自适应滤波的水下INS/DVL组合导航算法,通过实时监测滤波残差的均值变化以及滤波残差方差与理论滤波残差方差的不一致程度,利用隶属度函数在线修正多普勒测速偏差以及量测噪声的统计特性。本文改进了已有模糊自适应滤波算法未考虑观测误差均值跳变以及对残差方差变化过于敏感的问题,并对DVL零偏跳变进行了修正。试验表明,所提出算法对多普勒测速误差的均值和噪声方差跳变具有较强的适应性,能够有效提高水下INS/DVL组合导航精度。 相似文献
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利用飞行试验信号对发动机模型辨识进行了研究。在飞行过程中,发动机将受到各种随机扰动的作用,这种扰动将引起发动机特性的变化、在这种情况下,利用与发动机特性有关的信号进行发动机数学模型辨识对发动机自适应控制和状态监控有实际的意义。飞行试验是在H=3km、v=770km/h和H=13km、v=1540km/h时进行的,利用机载信号采集与记录设备录取了试验信号。介绍了信号的平滑和滤波方法,讨论了巴特沃思滤波器的设计和参数选择。为了得到无偏估计,采用递推广义最小二乘方法进行辨识,并得到了辨识结果。 相似文献
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基于目前RBCC组合发动机开展了火箭出口位置结构热防护的研究,该发动机结构形式为火箭从冲压发动机燃烧室侧壁嵌入,火箭出口紧贴冲压发动机燃烧室壁面。火箭出口超高温、高热流、冲刷大的特点,导致该位置热环境非常严酷,为了探索火箭出口位置热防护结构,开展了三种结构热防护方案的试验研究。研究结果表明,石英/酚醛内壳和高温合金外壳复合结构热防护方案能够满足30s量级的地面试验,能够满足火箭出口恶劣环境的热防护要求。研究结果还表明,热防护材料至关重要,高温合金材料不适合应用于火箭出口热防护;高硅氧/酚醛材料虽然基本能满足试验的热防护需求,但其抗烧蚀性能略低,尤其当材料完全炭化后产生的强度降低、收缩、分层、热导系数增加等问题,在更长时间试验中会导致热防护失效,针对这些问题,本文提出了进一步研究建议。 相似文献
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在不增加空间碎片防护结构整体尺寸和质量的情况下,基于防护结构在斜撞击条件下弹道极限高于正撞击条件下弹道极限的特性,研究了一种将3层平行铝板结构的中间层进行倾斜的N 型防护结构,采用超高速碰撞试验和三维SP H 数值仿真方法,定量对比了N型防护结构与相同面密度3层平行铝板结构的防护性能。研究结果初步证实,在正撞击情况下,倾斜的中间层具有提升结构防护性能的作用。 相似文献
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In the VKF Counterflow Facility a small test model is launched upstream through the test section flow of a shock tunnel, thus producing relative velocities greater than that of either single component. This facility is presently capable of simulating model velocities greater than 30 000 ft/s (9.2 km/s) and altitudes from 50 000 to 200 000 ft (15.2 to 61 km). Instrumentation systems and components essential to the operation of this facility are described in this paper. 相似文献
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本文将一台TSI 9100-7型两分量激光测速仪改进为可测三个速度分量的LDV系统,并用于测量风洞中椭球体模型、双三角翼模型大迎角下的复杂流场三维速度分量。流场横截面内的速度矢量分布与相同实验条件下的流态显示结果相符合,并对涡流场加以分析。 相似文献
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钢球对肥皂靶的撞击试验 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究投射物对生物体的致伤效应,采用肥皂作为生物体模拟物,开展了Φ3.0mm 的钢球高速(0.96和1.88km/s)及超高速(3.52和4.98km/s)撞击肥皂靶的试验,获得了肥皂靶在钢球撞击下的损伤特征及其破坏规律。结果表明:高速试验条件下,钢球对肥皂靶的损伤主要表现为贯穿效果;超高速试验条件下,钢球撞击肥皂靶形成大尺寸半球形弹坑,其对肥皂靶的损伤表现为2个方面:一是大尺寸弹坑导致的“体积移除”,二是受超高速撞击的强烈冲击波影响,肥皂靶的破坏区域大于弹坑区域。 相似文献
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We present the observational results on chromospheric spicules obtained at the Sayan observatory 50 cm coronograph. To investigate the evolution of chromospheric spicules, we analysed spicule spectra of strong chromospheric lines measured simultaneously at three altitudes above the solar limb during 5–60 min with a time resolution of 10 to 20 s. The spatial resolution was better than 1, and the spectral resolution was 0.03Å in 6563Å. The appearance of a spicule at a given altitude is preceded by an sharp increase in line-of-sight velocity and/or in line half-width at a lower level. Generally, the evolution has a non-monotonous impulsive character. Changes of line-of-sight velocities and other parameters of the line profile can be represented as the superposition of slow, evolutionary changes and fluctuations with periods of about 80 to 120 s. The amplitude of line-of-sight velocity fluctuations is 2–3 km/sec and tends to increase with height. By studying the phase delays of the fluctuations at different heights, we found that the propagation velocity exceeds 300 km s–1, and that the disturbances do not necessarily propagate upwards. 相似文献
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本文给出了无铰旋翼直升机稳定性与操纵性计算方法。考虑并研究了旋翼诱导速度的一阶谐波分布和桨叶的一、二阶挥舞弯曲模态的影响。特别是详细地描述了王适存广义涡流理论导出的诱导速度场在无铰旋翼直升机操稳研究中的应用。采用了μx,μy,μz推导方法和数值求导法。最后以Bo-105直升机为算例,计算结果与有关试飞数据符合较好。 相似文献