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491.
飞越噪声合格审定可以采用发动机减推力方式进行,不同减推力航迹对应的噪声级不同,存在最优减推力飞越噪声级;利用噪声功率距离(NPD)数据库计算不同减推力飞越噪声航迹上特征点噪声级,根据最优减推力实施点的判定原则,可以确定最优航迹及其合格审定噪声级;减推力飞越噪声优化方法可以替代飞行试验,节约噪声合格审定的时间和成本。 相似文献
492.
493.
为了研究真实发动机尺寸下冲击通道的流动与换热情况,选取冲击孔与气膜孔孔径均为D=0.3mm,0.4mm,0.5mm,冲击距H/D=2,2.5,3.0,孔间距P/D=5,10,雷诺数Re范围为1000~10000,保证与真实发动机工况相等的克努森数下,对不同结构微小冲击通道的整体换热情况进行分析比较。结果表明:在相同的雷诺数下,通道整体平均换热系数随着孔径的减小而增加,随着冲击距H/D的增加而减小,随着冲击孔间距P/D的增加而减小,并且拟合出了相关经验关系式。 相似文献
494.
495.
496.
张彤 《民用飞机设计与研究》2014,(4):27-30
针对因对机动速度错误理解导致的飞行事故,从澄清设计机动速度和使用机动速度概念入手,分析了两个速度制定的规章要求、需要考虑的因素、两者间的关系,以及导致误解的原因,从设计和使用角度提出了与机动速度相关的飞行安全建议。 相似文献
497.
一种用于RM不稳定性研究的竖直环形激波管的设计与验证 总被引:1,自引:0,他引:1
设计并加工了一套竖直环形同轴无膜激波管,可用于环形汇聚激波诱导下的Richtmyer-Meshkov不稳定性实验研究。与前人工作相比,本文在流体界面的形成以及流场的观测方法上做了较大的改进。通过实验和数值方法,对该竖直激波管产生的环形柱状汇聚激波的参数进行测量和分析,验证了同轴激波管形成柱状汇聚激波方法的可行性和可靠性。在界面形成方面,采用细丝约束肥皂膜技术形成正八边形气体界面,并利用数值方法考察了细丝对界面发展的影响。结果表明在界面发展的前期,细丝的影响几乎可以忽略。利用连续激光片光结合高速摄影相机对流场进行观测,获得了正八边形air/SF6气体界面在环形汇聚激波及其反射激波冲击下的演化过程,并与数值结果进行了对比,获得了较好的一致性,进一步验证了汇聚激波的对称性以及细丝约束肥皂膜技术用于形成多边形气体界面的可靠性。 相似文献
498.
为深入研究进气参数、旋流杯结构以及中心喷嘴与旋流杯文氏管的轴向配合对航空煤油雾化粒径的影响,采用LSA(laser size analyzer)-Ⅲ激光粒度分析仪在常温常压下对同向双级轴向旋流杯出口下游35 mm处燃油索太尔平均直径(SMD)进行测量。结果显示:随着旋流杯头部压降的增大,燃油SMD不断减小,但减小趋势不断变缓;叶片角在35°附近时,燃油粒径较小;内外两级旋流强度需相互匹配,两者共同影响燃油预膜与破碎;文氏管喉道直径影响了内级旋流强度及成膜质量,喉道直径与文氏管长度比在1.04~1.13内,燃油SMD较小;套筒扩张段限制喷雾运动,其值过大或过小都会导致燃油SMD增大;燃油喷嘴与文氏管装配位置影响液膜破碎质量。 相似文献
499.
为了研究气动谐振管内的加热现象,采用二维轴对称Euler方程组和显式MacCormack格式对谐振管内的非定常振荡流场进行了数值模拟.针对不同压力的驱动气体进行了计算,得到了谐振管底端压力振荡时间历程以及谐振管内其它气动参数的变化规律,确认了谐振管内的压力振荡是由于激波和膨胀波交替进出谐振管引起的,而且与驱动气体的压力相关.计算所得的谐振管底端压力振荡曲线与实验结果相一致,表明了所采用的数值方法对分析谐振管内的振荡流动过程是适用的. 相似文献
500.
针对全球卫星通信星座的测控问题,提出了利用静止轨道卫星作为天基测控网对低轨全球通信星座卫星进行测控的方案,在GEO轨道布置3颗地球静止轨道卫星,建立GEO轨道卫星与LEO星座卫星之间的星间链路来传输测控信息,再将这些信息转发至相应的地面测控站,分析了测控链路的传输指标,评估了星间测控链路的双向传输性能,最后通过仿真分析验证了采用3颗静止轨道卫星组成的天基测控网能够大幅拓展单纯依靠传统陆基测控网的测控可见弧段,其24h测控弧段覆盖率是后者的8倍,总测控时间比后者提升大约10倍. 相似文献