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171.
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
172.
高超声速强预冷航空发动机技术是1项具有巨大潜在技术优势的革命性动力技术,已成为高超声速动力的研究热点。
调研了国外具有代表性的强预冷发动机技术发展脉络及现状,并对不同发动机方案的典型技术特征进行了分析与总结;详细介绍
了中国在强预冷航空发动机热力循环设计分析、紧凑强预冷器设计制造和试验、超临界氦叶轮机设计、宽域进排气系统优化设计
及高效燃烧等技术方面的最新研究进展。国内外已有研究表明:高超声速强预冷航空发动机原理先进、综合性能优异,多项核心
技术已取得重大突破,无“卡脖子”难题;中国可进一步开展强预冷航空发动机核心系统和整机集成验证,提升强预冷航空发动机
技术成熟度,为水平起降重复使用高超声速飞行器研制提供有力支撑。 相似文献
173.
针对航空发动机排气温度高精度测试的需求,采用流热耦合的数值模拟方法研究了某型屏蔽式热电偶在马赫数为0.2、0.3、0.4、0.5、0.6五种工况下的速度误差、导热误差、辐射误差的大小和变化趋势,以及偶丝长径比、屏蔽罩进出口面积比对屏蔽式热电偶稳态误差的影响规律。结果表明:在马赫数小于0.3工况下,辐射误差占总误差的比例最高;而在马赫数为0.6工况下,导热误差成为影响测温精度的最主要因素;合理地增加偶丝长径比能显著地降低导热误差,减小进出口面积比值会使速度误差增大辐射误差减少;因此,存在最佳的进出口面积比使得总稳态误差最小。最后选取了偶丝长径比为12,屏蔽罩进出口面积比为6对原屏蔽式热电偶进行了改型设计,使该屏蔽式热电偶的总稳态误差降低50%以上。 相似文献
174.
175.
176.
177.
叶型偏差对涡轮性能影响的非定常数值模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
叶型的加工和装配误差难以避免,这将对涡轮的气动性能产生一定的影响。采用定常和非定常数值模拟结合整机实验的方法,研究了叶型偏差对涡轮气动性能及内部非定常流动细节的影响,并比较了定常和非定常计算结果的差别。研究结果表明:在整个工作范围内,叶型偏差都会造成涡轮性能的明显下降,通道涡和泄漏流的发展、前缘吸力峰的强度、激波的形态和强度等流动结构以及叶排间的非定常相互作用都会随叶型的变化而显著改变,而非定常数值模拟对涡轮气动性能和流动结构受叶型偏差影响的捕捉更为准确。 相似文献
178.
179.
为了研究高负荷低压涡轮边界层的非定常转捩过程及雷诺数对尾迹边界层相互作用机制的影响,采用热线和表面热膜测试技术在高负荷叶栅实验台上对吸力面边界层的非定常时空演化进行了实验测试。结果表明:高负荷叶型的吸力面边界层在没有来流尾迹作用的情况下会不可避免地发生分离。分离剪切层中的K-H无粘不稳定机制主导了失稳转捩过程;来流尾迹的逆射流会与边界层相互作用,产生卷起涡结构,从而促进分离剪切层的转捩过程。边界层的分离被转捩产生的湍流条带及其后的寂静区抑制;随着雷诺数降低,分离点向上游移动11.4%吸力面弧长,分离泡的流向和法向范围扩大,尾迹引起的卷起涡结构尺度也随之变大。雷诺数通过改变分离剪切层的状态对转捩机制产生影响。 相似文献
180.
融合SAR的INS/GNSS组合导航系统 总被引:1,自引:0,他引:1
针对INS/GNSS组合导航系统应用中存在的问题,提出了引入合成孔径雷达(SAR)传感器,用以提高系统的自主性、融错性和导航精度.仿真结果表明,融合SAR的INS/GNSS组合导航系统的精度得到了提高,是一个高性能的导航系统. 相似文献