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271.
旋转射流对含硼固体火箭冲压发动机二次燃烧的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高固体火箭冲压发动机二次燃烧效率,将旋转射流技术引入固体火箭冲压发动机设计,采用Re-alizable k-ε湍流模型、单步涡团耗散燃烧模型以及KING硼粒子点火和燃烧模型,利用Fluent软件开展了旋转进气和一次燃气旋转含硼固体火箭冲压发动机补燃室三维反应流场流数值分析。研究结果表明,当空气射流切向进入补燃室时,气流产生的旋转均使燃料与空气的混合更充分,燃烧效率更高。当气流切入角度增大时,补燃效率先升后降,对于具体发动机结构,存在一个使燃烧效率最大的切入角,针对研究的模型发动机结构,此值在20°附近;当一次燃气旋流数的增加,二次燃烧效率呈逐渐增高的趋势。 相似文献
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273.
274.
气体分配方式对多隔仓燃油箱地面惰化的影响 总被引:2,自引:4,他引:2
在各仓温度和压力为定常边界条件下,采用数值积分法,建立多仓燃油箱冲洗的数值模型,应用波音747中央翼燃油箱,通过将计算结果与国外文献中公布的实验数据进行比较,验证了模型具有较高的计算精度;然后,选择波音737中央翼燃油箱作为研究对象,采用惰化气体均匀和非均匀两种分配方式,在惰化气体流量按体积和数量两种分配方式下,计算出各隔仓氧气体积分数随时间及换气次数的变化关系,结果表明:要使各隔仓均惰化至目标氧气体积分数,按体积分配富氮气体的均匀进气方式所需的惰化时间最短,按数量分配的均匀进气方式所需的时间最长;由左舷、中弦、右弦整体平均氧气体积分数随换气次数的变化,可知非均匀进气方式优于均匀进气方式. 相似文献
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278.
279.
为提高空间站利用率,降低载人登月任务成本,有效开发地月空间,研究了基于地月空间不同轨道空间站的载人登月飞行模式。首先对比直接往返登月飞行模式,对基于空间站的载人登月飞行模式进行任务分析,通过空间站将载人登月任务解耦为载人天地往返任务和登月任务两部分;其次通过轨道设计和稳定性分析提出考虑登月任务需求的地月间空间站可运行轨道和停泊点;最后建立一套飞行模式评价模型,从速度增量需求、飞行时间、空间环境、登月任务窗口、测控条件、交会对接技术难度、后续任务支持性和任务可靠性方面对6种不同位置空间站的登月飞行模式进行分析和定量评价。评价结果表明基于L2点Halo轨道空间站的载人登月飞行模式为更优飞行模式。 相似文献
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空间大尺度薄膜航天器是航天技术发展的重要方向,采用折叠展开的大面积功能形面结构是此类航天器的基本特征,为满足热控、通信、聚光、成像与能量传输等功能,结构需要通过预应力来维持形面,保证较高的形面精度和结构基频,但预应力加载对带电粒子辐照下薄膜材料性能退化存在促进作用.文章通过对薄膜材料在不同预应力工况和空间环境耦合作用下的损伤行为以及退化规律开展试验研究,建立与预应力状态、辐照注量相关的材料性能退化规律,量化研究了预应力对空间辐射环境下功能形面薄膜结构性能影响.随着薄膜力学性能的退化,形面结构基频随之有微弱的降低,且对薄膜结构平面度造成一定影响. 相似文献