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791.
为研究静止气中壁面抽吸对爆震波传播特性的影响,采用数值模拟方法研究了多孔抽吸壁面条件下爆震波的流场结构、传播速度等特性的变化规律。结果表明多孔抽吸壁面对爆震波传播特性有两方面的影响。首先,流场与多孔壁面发生碰撞产生弧形激波,弧形激波对爆震波的横波结构造成直接破坏,导致靠近多孔壁面区域的爆震波产生明显的速度亏损,爆震波强度削弱甚至熄爆;其次,多孔壁面作用导致了流场不稳定性增强,流场与孔板碰撞产生高温高压点,对爆震波的传播有促进作用,尤其在临界条件下,可能导致爆震波熄爆后重新起爆。在保持抽吸压力和边界条件不变情况下,对不同活性及不同抽吸距离时的爆震波传播特性进行研究,发现预混气活性降低、抽吸距离增长时,爆震波结构和传播速度受壁面抽吸影响增强。在加长抽吸距离条件下,随着预混气活性的降低,存在3种爆震波传播现象,即自持传播、熄爆后重新起爆以及完全熄爆。将相应工况下的实验研究与数值模拟结果进行对比,验证了数值模拟结果的正确性。 相似文献
792.
高功率密度电动伺服控制系统的性能、可靠性与控制系统结构、主电路功率开关器件的驱动和保护设计密切相关.针对当前大功率高功率密度伺服系统快速发展的迫切需求,为使伺服系统具有优异的控制性能,且保障高压功率开关器件能稳定、可靠的工作,提出一种基于数字信号处理器和可编程逻辑器件组合的多轴高性能电动伺服控制系统设计方案.重点研究了主电路功率开关器件IGBT的驱动电路和吸收保护电路结构及参数优化方法,并提出一种集隔离、驱动、保护一体化软硬相结合的双重过流保护方案,详细说明了各保护参数的计算方法,所设计的四轴驱动控制器功重比达5.2kW/kg,伺服系统功重比达0.49kW/kg.实验结果证明:该伺服驱动控制系统具有实时性强、动态响应快、功率器件驱动保护电路性能稳定、可靠性高等优点. 相似文献
793.
为了研究火箭冲压组合动力循环(RBCC)发动机主火箭室压对引射模态发动机性能的影响,针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,分析了引射模态亚声速飞行阶段发动机工作特点,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭室压对RBCC亚声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明:主火箭室压增至26MPa时,由于主火箭喷管面积扩张比相应增大,使得主火箭喷管出口射流欠膨胀程度没有增大,避免了Fabri壅塞现象的产生,同时增大的主火箭射流马赫数使主火箭射流对第一级凹腔下游二次流道的挤压作用明显减弱,综合作用使得Ma=0和Ma=0.8条件下引射比分别提高了22.4%和40.0%;全流道计算结果表明在亚声速飞行阶段,提高主火箭室压一方面提升了主火箭推力,另一方面提升了燃烧室及后体推力,综合作用使得发动机比冲分别提高了11.5%和25.3%。提高主火箭室压有利于提升宽范围飞行RBCC发动机亚声速飞行阶段发动机性能。 相似文献
794.
以提高发散孔板冷却效率为目标,借助于红外热像仪开展了发散冷却效率实验研究,分析了孔偏转角、孔倾斜角、吹风比等因素对发散孔板冷却效率的影响。研究结果表明:发散孔倾斜角度较小时,偏转角对冷却效率的分布无明显影响;随着倾斜角增大,偏转角减小,气膜层覆盖更均匀,冷却效果变好;倾斜角为0°时,随着偏转角减小,冷却效果反而变差;随着吹风比的增加,发散孔板冷却效率增大,当吹风比达到1.8左右时,绝热冷却效率最高。小吹风比时,偏转角对冷却效果的影响比较微弱,吹风比比较大时,偏转角对冷却效果的影响才比较显著;不论偏转角多大,倾斜角为30°时的冷却效果最佳。 相似文献
795.
为了研究涡轮导叶吸力面的气膜冷却特性,在跨声速涡轮叶栅传热风洞中,采用瞬态方法实验测量了两个位置处的单排簸箕型气膜孔的冷却效率,分析了多个气动参数对其分布规律的影响。两排簸箕型孔分别位于相对弧长6.8%和21.7%处,叶栅通道基于叶片弦长的进口雷诺数为1.7×105~5.7×105,出口等熵马赫数为0.81~1.01,吹风比为0.6~2.1,涵盖了涡轮导叶典型工作状态。结果表明:对于簸箕型气膜孔,设计雷诺数条件下最佳吹风比在0.9~1.2附近,靠近前缘的孔排2的贴附性要好于孔排1;主流马赫数对孔后冷却效率的影响可以忽略,而低雷诺数下的冷却效率低于中高雷诺数工况;簸箕型气膜孔的冷却效率高于圆柱型孔,在BR1.5的中高吹风比时表现更明显;低吹风比时,凸面的冷却效率高于平板,尤其是s/d20距离内,而在高吹风比时,射流动量增加促进了气膜脱离凸面,从而降低了冷却效率。 相似文献
796.
797.
研究倾转旋翼机短舱倾转机构在短舱从固定翼模式运动到直升机模式过程中的动力学特性具有重要的意义.在短舱倾转机构传力分析及运动学分析的基础上,应用LMS Motion建立了短舱倾转机构多体动力学仿真模型,定义短舱倾转机构的各构件及其属性,创建各构件之间的运动副,定义运动机构驱动,创建外力和力矩以模拟真实的工况,得到并分析短舱和丝杠的主要运动参数曲线以及机构主交点的受力变化情况.结果表明:丝杠与短舱连接点处作用力随短舱的仰角增大先减小再增大,短舱与机翼支点处作用力随着短舱的仰角增大而逐渐增大.研究结果可为倾转旋翼机短舱倾转机构的参数确定提供参考. 相似文献
798.
799.
800.
基于三维裂纹尖端应力场的应力强度因子计算方法 总被引:2,自引:1,他引:2
提出一种基于无限大体裂纹尖端弹性应力场理论解的前几项多项式函数,对实际裂纹体弹性应力场有限元解进行拟合来计算应力强度因子的方法.该方法在计算应力强度因子时不需要预先假设裂纹尖端的应力应变状态,应力强度因子计算结果更符合三维裂纹体裂纹尖端实际的应力应变状态.首先基于二维无限大板中心穿透裂纹应力场理论解验证了方法的有效性,探讨了拟合确定应力强度因子需要的多项式应力函数的项数.然后分别以二维大板中心穿透裂纹、三维大体内埋圆裂纹和三维有限厚板中心穿透裂纹的应力强度因子计算为例,通过与无限大板和无限大体应力强度因子理论解以及基于位移外推法和1/4节点张开位移法的应力强度因子有限元解的对比分析,验证了该方法的有效性和合理性.研究表明该方法能够合理反映三维裂纹体裂纹尖端的实际应力应变状态,计算得到的应力强度因子数值更合理. 相似文献