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1.
为了探究障碍物对脉冲爆震火箭发动机在无阀自适应工作方式下性能的影响,采用汽油为燃料,富氧空气为氧化剂,开展了工作频率为20Hz的无阀式多循环实验研究。实验中使用Shchelkin螺旋、螺旋凹槽、环形凹槽和孔板作为障碍物,并分析了其对起爆和推进性能的影响。研究结果表明,Shchelkin螺旋、螺旋凹槽和环形凹槽在阻塞比BR=0.36,0.46和0.56时都可实现PDRE的稳定工作,孔板在BR=0.56时无法实现爆震的起始;Shchelkin螺旋的DDT距离和DDT时间最短;实验测得的平均推力较理想流动模型理论值有13.3%~39.3%的亏损,BR=0.36的Shchelkin螺旋推力损失最小;螺旋凹槽与环形凹槽的DDT距离和DDT时间较长,没有明显的推力增益。 相似文献
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运用计算流体力学方法计算了理想脉冲爆震发动机(PDE)单次爆震的性能参数,并和Wintenberger半分析模型进行了对比,研究了圆环形障碍物阻塞比和节距内径比对空气流动损失和脉冲爆震发动机单次爆震性能的影响,并与连续的多脉冲爆震实验的相关结果做了比较。研究结果表明,数值模拟计算得到的冲量和Wintenberger半分析模型得到的冲量非常接近,佐证了数值模拟方法和结果的正确性;障碍物阻塞比增大、节距内径比减小或进口速度增大,空气流过障碍物时的总压恢复系数减小,流动损失增大;障碍物阻塞比增大,单次爆震的体积比冲减小,单位燃油消耗率增大,性能降低;当阻塞比为41%时,体积比冲为理想爆震管体积比冲的92%,损失了8%;障碍物节距内径比增大,单次爆震的体积比冲先减小后增大,而单位燃油消耗率先增大后减小,不同节距内径比的体积比冲为理想爆震管体积比冲的94%左右,不同节距内径比对性能影响规律与多次脉冲爆震实验结果趋势符合。 相似文献
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新型凹入式螺旋结构增爆器的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本实验以脉冲爆震火箭发动机(简称PDREs)系统为实验平台,以液态航空煤油作为燃料,以压缩氧气作为氧化剂,以压缩氮气作为隔离气,分别对安装三种不同截面形式(半圆形、方形、三角形)的凹入式螺旋结构增爆器以及作为基准的Shchelkin螺旋结构增爆器进行了实验研究。实验结果表明,三种不同截面的凹入式增爆器均能有效强化爆燃向爆震转变(DDT)过程,在长径比为12.17的增爆器中均获得了充分发展的爆震波,实现了成功起爆。在流阻损失方面,半圆形凹入式螺旋结构表现出了最好的性能,其推力比Shchelkin螺旋的基准推力高出12个百分点。在多次实验过程中发现,凹入式螺旋结构比Shchelkin螺旋结构更不易烧蚀,工作可靠性更高。 相似文献
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通过壁温确定脉冲爆震火箭发动机中爆震波形成的位置 总被引:1,自引:1,他引:0
常用来作为促进爆震形成的Shchelkin螺旋由于流阻较大,对发动机的比冲会造成一定的损失,因此缩短缓燃向爆震转变(Deflagration to Detonation Transition,DDT)增强装置长度,对脉冲爆震火箭发动机性能的提高有着重要的意义。通过分析DDT增强段的壁温来判断爆震波的形成位置,并通过压力信号来验证。实验结果表明,DDT增强段的壁温沿轴向分布为先增加,然后保持不变,轴向温度会有一个明显的转折点;经过实验验证,壁温的转折点即为爆震波的形成位置。 相似文献
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为了改善采用液态燃料的脉冲爆震火箭发动机内部燃料的雾化以及燃料混合物的掺混状况,采用了一种中心锥体结构.该结构发动机不采用Shchelkin螺旋增爆装置,而采用中心锥体结构、二级供应方式.采用航空煤油为燃料、压缩氧气为氧化剂、压缩氮气为隔离气体,在该结构脉冲爆震火箭发动机上获得了充分发展的爆震波并且能够在多循环条件下稳定工作.实验结果表明,该结构可以大大缩短DDT(deflagration to detonation transition)距离,在实验条件下爆燃向爆震转变距离约为管径的5倍.较之同一管径采用Shchelkin螺旋增爆装置的脉冲爆震火箭发动机,该结构发动机的爆燃向爆震转变距离缩短了57.5%. 相似文献
6.
在无阀式以汽油为燃料,空气为氧化剂的脉冲爆震发动机(PDE)模型机上进行了低点火能量多循环实验研究,分析了无阀两相脉冲爆震发动机多循环工作过程。模型机热态试验提供了10~66 Hz爆震循环特征时间分配和爆震管内不同位置压力的变化过程。由于在两相系统中存在较长的点火延迟时间和DDT时间,发现无阀PDE存在较长的点火后填充时间。通过对两相爆震波的形成过程和排出过程的实验研究和分析,以及点火后填充时间,提出了新的无阀PDE特征时间分布。不同频率实验结果表明,从火花塞放电到下一个循环新鲜混合气开始填充这段时间基本不变,称之为极限周期。在该模型中,点火延迟时间和DDT时间占据了极限周期时间的大部分时间,进一步分析了提高循环频率的关键因素。 相似文献
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目前以碳氢燃料与空气可爆混合物的直管爆震室存在较长的爆燃向爆震转变(Deflagration to Detonation Transition,简称"DDT")距离,从而导致发动机整机长度过长等问题。为解决此问题,采用8种螺旋构型的爆震管替代现有国内外普遍研究的直管构型的爆震管进行了一系列实验。首先对不同螺旋结构的爆震管进行冷态流阻特性实验,得出了螺旋结构参数和流阻的关系;再结合冷态实验结果,选取4种螺旋结构进行了热态爆震实验。实验结果表明,所有螺旋结构均可获得充分发展的爆震波;螺旋爆震管缓燃向爆震转变时间随螺旋中轴线曲率半径增加而减小;相对于长2.0m的直管爆震管,螺旋爆震管DDT时间缩短了0.415~0.589ms,DDT距离沿螺旋线方向缩短了0.35m,爆震管轴向长度缩短了0.78~1.28m。 相似文献
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无阀工作模式摆脱了机械阀门作动频率的限制,已被证实可用于脉冲爆震燃烧的高频间歇式供给,但实现的最高爆震频率不高于150 Hz。为进一步探索基于液态燃料的高频爆震燃烧组织方法,以及该工作模式实现更高频率爆震燃烧的可行性,针对无隔离和有隔离两种工作方式,实验研究了以汽油为燃料的高频爆震燃烧稳定工作的可行性,并探索了填充压力、氧气体积分数和喷注条件对高频爆震波产生和传播特性的影响。结果表明,采用汽油在无阀无隔离和无阀有隔离工作方式下均可实现高频爆震燃烧,实现的最高频率分别为300 Hz和210 Hz;无隔离工作方式下,氧气体积分数为40%和50%时对应的稳定爆震当量比范围分别为0.90~1.49和0.74~1.82;有隔离工作方式下,稳定爆震当量比范围为0.95~1.61;无阀有隔离模式可有效降低连续缓燃的发生,高频爆震稳定工作时对应的等效氧气体积分数上限为58%。无阀模式下,实现高频爆震燃烧的关键在于形成有效的隔离区,贫氧或贫油混合物可替代传统的惰性介质作为隔离气体。 相似文献
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由于工艺性、维护性等要求,复合材料结构梁腹板中不可避免需开孔,不同形式的开孔有着不同承载能力。通过对梁腹板结构不同形式的开孔进行剪切载荷下屈曲试验研究,得到屈曲载荷和破坏载荷,对比不同开孔对结构承载的影响,并通过有限元进行数值模拟分析,屈曲载荷和试验基本吻合。同时试验得到复合材料结构有较强的后屈曲承载能力。 相似文献
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何周理何林锋李萍 《民用飞机设计与研究》2016,(1):14
APU是安装在民用飞机上的辅助动力装置,是飞机上重要的部件,因此必须考虑APU 转子爆破时小碎片对飞机安全的影响。通过有限元软件LS-DYNA,分别模拟了APU 转子爆破时小碎片对APU 防火墙以及3种不同厚度加强板的冲击计算。根据数值计算结果,选择合适的加强板方案,既能防止防火墙碰撞区被小碎片击穿,同时付出的重量代价又较小。通过对APU 防火墙增加加强板,确保APU 转子爆破时飞机的安全
性,满足AC20-128A 的设计要求。 相似文献
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通过对其自主稳定回路及间隙描述函数频率特性的分析,对间隙装配调试及检测技术提出改进措施,并设计了测隙装置,完善了装配工艺. 相似文献
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在相贯线的求解过程中,利用作截平面,求截交线的方法,精确地求出相贯线上的某些特殊点,并给出了计算机绘制相贯线的参数方程。 相似文献
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转位机构转动速率平稳性是影响速率偏频激光IMU初始对准精度的重要因素。从速率偏频激光IMU的工作原理和结构特点出发,理论分析了转位机构转动速率平稳性和初始对准航向角精度的关系,初始对准航向角误差和转位机构的转速相对误差呈三角函数关系,和转位机构的转速呈反比,转位机构的转速越大,转速不平稳导致的影响越小。提出了高精度速率偏频激光IMU的转速平稳性要求:要达到高精度的初始对准航向角,转位机构的转速相对误差需要控制在0.005以内,转速控制在18(°)/s以上。通过仿真分析和速率偏频激光IMU进行了试验验证,结果表明同等情况下,满足转速平稳性要求的速率偏频激光IMU的初始对准航向角误差带相对于不满足要求的减少了10",这对进一步提高速率偏频激光IMU的初始对准精度具有重要的理论和工程实践意义。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2015,(4)
利用自编网格生成程序,对发动机吊舱进行建模和网格划分,在此基础上对地面涡开展模拟研究,总结地面涡的生成规律及其对进发匹配的影响。结果表明,对适航规定的小风速情况,地面涡在不同条件下表现出不同的形式和强度。迎风情况下,地面涡主要以对涡形式存在,且两个涡的旋转方向相反,涡强度非常微弱,在进气道出口不会导致较大的压力和气流角畸变。侧风情况下,能生成强烈的地面涡,并带来严重的压力和速度畸变,在近地面造成涡中心区域约5%的静压差,可吸入更大的异物;在进气道出口的涡区域造成约8%的总压亏损,涡带来的旋转气流也会直接改变气流角,当地气流的周向偏转达-16°~16°。这些畸变都会直接改变当地风扇工作点,需开展研究以削弱其影响。 相似文献