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721.
根据给定壁面参数分布规律反设计压缩面的方法,通过几何方式组合研究了壁面采用压力/马赫数复合分布规律的弯曲压缩面,分析了压缩面的参数分布和性能特点.在与参考二维进气道相同约束条件下,将弯曲压缩面应用于二维进气道,分析了其性能并与参考二维进气道进行了对比.数值研究结果表明:几何方式组合能充分发挥壁面按单一参数设计所得弯曲压缩面的优势,使壁面参数分布得到有效改善并趋于更加合理.同参考二维进气道相比,几何方式组合进气道的外压缩面长度有所增加,但在来流马赫数在4~6范围内它的喉道总压恢复系数均得到显著提高.来流马赫数为6时,几何方式组合进气道的喉道总压恢复系数提高10%;来流马赫数为4时其喉道总压恢复系数提高9.6%.  相似文献   
722.
喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验   总被引:1,自引:1,他引:0  
为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心05m高超声速风洞中,在来流马赫数为50和60条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时,飞行器尾部区域表面压力分布差别明显,高落压比时喷流干扰作用的区域更大,压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布,将会对飞行器操纵特性产生影响。   相似文献   
723.
针对基于电感的永磁同步电机(PMSM)线性集中参数模型无法描述电机磁路饱和、反电动势非正弦等非理想特性的问题,提出一种基于磁链重构的PMSM分布参数模型,并进行了仿真和试验验证。首先通过有限元分析(FEA)获取电机不同工作点下的磁链,其次利用傅里叶级数展开和多项式拟合方法对磁链进行重构,再根据重构的磁链建立起PMSM分布参数模型,并进行了仿真和试验验证。仿真和试验结果表明,模型能准确描述PMSM在不同工况下的非线性特性。  相似文献   
724.
为研究真实气体条件下改进叶片扩压器扩压度对级性能的影响,基于真实气体闭式试验,对用于单轴多级离心压缩机的某基本级进行了扩压器入口安装角度调整,采用两种试验气体N_2和CO_2,对调整后的基本级进行了真实气体闭式系统下的性能试验。试验结果表明:在真实气体闭式系统下,通过扩压器入口安装角度调整,叶轮和叶片扩压器匹配得到优化,基本级性能得到改进,基本级的能头系数增大1.86%,多变效率提高1.10%,喘振和阻塞裕度均有所改善。同时,两种试验气体N_2和CO_2下基本级的无量纲性能偏差很小,表明无量纲性能是基本级的特性。  相似文献   
725.
TRRE发动机关键技术分析及推进性能探索研究   总被引:12,自引:8,他引:4       下载免费PDF全文
对TRRE发动机关键技术难点及技术途径进行了初步分析,对北京动力机械研究所原理样机研制进展进行了简要介绍,并结合原理样机流道设计与数值仿真研究获得的性能数据,开展了TRRE发动机推进性能探索研究,初步验证了TRRE发动机在兼具加速、巡航、机动等方面的性能优势。研究结果表明,在适当兼顾低马赫数大推力需求和Ma=6纯冲压工况高比冲需求的情况下,发动机在宽马赫数工作范围具有较大范围、灵活便捷的推力调节能力,可满足高低速通道平稳接力需求,表现出极具优势的加速、机动飞行和高马赫数巡航的适应性。  相似文献   
726.
邓小文  覃海起  尹洪  史久志 《推进技术》2017,38(9):2093-2099
以NASA Rotor 67跨声速压气机转子为研究对象,在刚性叶片条件下进行了内流场非定常流动分析,并以此为基础,应用双向流固耦合(FSI)方法分析了该压气机在近失速点工况下气弹效应对叶顶间隙区流场的影响。通过对比分析,研究了刚性叶片与柔性叶片条件下该压气机的宏观非定常波动特征,分析了气弹效应对宏观性能波动频率、叶尖附面层分离起始点与尾缘涡脱落频率的影响,给出了叶片振动对前缘处宏观性能波动频率的影响大于尾缘处的原因。研究了气弹效应对叶顶间隙泄漏涡运动轨迹、波动频率以及作用范围的影响。结果显示,气弹效应使得尾缘处宏观性能以及泄露涡的波动频率分别增大了33.2%、2.28%,叶尖附面层分离涡与尾缘脱落涡的波动频率分别降低5.75%、0.75%,同时使得叶尖附面层分离起始点前移。  相似文献   
727.
根据民用航空发动机短舱防冰系统设计的要求,对进气道的防冰功率进行了的计算研究.基本思路是利用结冰数值计算软件计算进气道水滴撞击范围,在此基础上,根据进气道防冰表面不同温度的要求,确定了进气道防冰系统引气功率的需求.提出的发动机进气道防冰功率计算方法,可供民用航空发动机短舱进气道防冰系统设计参考和借鉴.  相似文献   
728.
大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞   总被引:2,自引:0,他引:2       下载免费PDF全文
为了给风扇叶片设计验证和改进提供依据,针对大涵道比涡扇发动机风扇叶片的结构特点和振动强度设计要求,获取了飞行中发动机风扇叶片的振动特性,对风扇叶片振动强度进行了仿真分析,并将分析结果应用于测试方案设计,对飞机和发动机本体进行了改装,建立了飞行试验方法。基于充分的技术准备,完成了国内首次大涵道比涡扇发动机风扇叶片动应力测量试飞,填补了国内试飞领域的技术空白,掌握了发动机风扇叶片动应力测量试飞技术,为中国开展航空发动机转子叶片动应力测量的研制试飞和适航审定试飞奠定了基础。  相似文献   
729.
设计了SF6分解气多参数综合监测平台,选择多频正弦调制方法研发了基于FPGA的多通道锁相放大电路,并对多通道锁相放大原理进行了理论推导,提出一种多频调制信号的频率分配原则.搭建针对多组分气体的多参数综合监测平台,给出温度、压强、微水、SF6纯度等传感器的集成方案.实验结果表明,本系统平台能够从较低浓度的H2S、HF、CO混合气体中正确解调出二次谐波信号,不同气体的二次谐波之间干扰性较小,对弱吸收的CO气体信号提高2个数量级,实现了多组分微量气体的同时监测.  相似文献   
730.
首先介绍重力梯度稳定小型卫星的突出特点:结构简单,可靠性高,成本低,研制周期短,质量轻;其次论述重力梯度小型卫星平台可能达到的技术性能指标;最后探讨了四种三轴姿态稳定小型卫星公用平台。  相似文献   
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