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943.
全环涡轮级间燃烧室性能试验 总被引:2,自引:0,他引:2
以涡轮级间燃烧室(ITB)应用于涡轴发动机为研究平台,根据ITB的应用环境,采用凹腔驻涡燃烧室作为涡轮级间燃烧室,设计加工了全环凹腔驻涡燃烧室试验件,并进行了性能试验研究.试验结果表明:该燃烧室的贫油点火边界余气系数为10.2,降低驻涡凹腔体内外压差有利于点火;与常规燃烧室相比,燃烧室的燃烧效率偏低,但燃烧效率随进口温度的升高逐步加大;燃烧室的总压恢复系数较小,进口温度对燃烧室的总压恢复系数影响不大;燃烧室出口温度场分布较好,出口温度分布系数(OTDF)随进口温度的升高而减小;随着进口温度的提高,火焰筒壁温会局部偏高,火焰筒的冷却设计需优化改进. 相似文献
944.
为了分析涡轮级间燃烧技术对常规涡轴发动机性能提升的潜力,针对两种带级间燃烧的涡轴发动机性能方案,分别建立了部件级稳态性能计算模型,并通过仿真对比分析了级间燃烧室不同温升及总压损失条件下发动机的整机性能,结果表明:级间燃烧室总压恢复系数和温升对单位功率和总功率影响较大,当级间燃烧室总压恢复系数为0.95、温升为200K时,保持进口空气流量不变,涡轴发动机单位功率和总功率增加17%,耗油率增加约11%;在高的级间燃烧室温升条件下,适当增加动力涡轮导向器面积,改善涡轮流通能力,有利于进一步提高整机功率,降低动力涡轮前温度;两种方案对比,在涡轮过渡段设置级间燃烧室空间上更好布置,性能上更占优势. 相似文献
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947.
针对目前导航系统的小型化需求,研制了一种基于SiP技术的导航微系统电路。该微系统电路能实现射频基带一体化,内部集成了低噪声信号放大器、GNSS射频基带芯片、数字选择器、过流锁定保护芯片以及无源器件。采用高导热率氧化铝陶瓷管壳实现了良好的散热,利用双腔结构有效减小了模块的尺寸(仅为26mm×26mm),其面积缩小至原先板卡的26%。对模块进行仿真,其满足设计要求。测试结果表明,该电路能够实现GPS和BD的双模导航,定位精度达到10m,测速精度达到0.2m/s,实现了系统小型化的需求。 相似文献
948.
两级入轨(TSTO)飞行器或将成为下一代天地运输往返系统,其具有低成本、高效率和多用途等优点,但是两级分离成功与否将直接决定入轨任务的成败。目前的并联式TSTO飞行器多采用横向级间分离,该方法会在两级间产生复杂强气动干扰而直接增加了分离风险,所以探索一种可以避免或减弱两级强气动干扰的新分离方式是十分必要的。提出并着重分析了一种并联式TSTO纵向级间分离(LSS)方案,即轨道级在助推级背面沿着飞行方向分离,对其进行了动态分离过程的数值研究。针对新分离方案,设计了一种由宽速域乘波体和可重复使用空天飞机分别作为助推级和轨道级的TSTO组合飞行器,在高超声速条件下,采用重叠动网格技术分析了不同来流攻角(AOA)下的纵向分离流动机理、非定常壁面压力分布及气动特性变化规律。结果表明:TSTO纵向分离过程中仅存在VI型激波干扰和激波汇聚等简单的弱干扰类型,两级间无明显的激波反射或激波边界层干扰;非定常压力分布特性表明助推级前缘激波是轨道级受力变化的主要影响因素;纵向分离过程中,助推级受到的气动干扰力载荷小于轨道级。此外,不同来流攻角下,两级气动干扰流场结构具有相似性,并给出了实现安全纵向分离的攻角条... 相似文献
949.
高超声速多体分离问题是航天多体飞行器研发中的关键技术问题,基于分离过程中高速流动的复杂性,对高速多体分离的风洞试验研究极具挑战性,特别是激波风洞分离试验。激波风洞具有高速、高焓试验气流特点,更准确评估高超声速分离气动力/热特性,但是其有效试验时间短(ms量级),进行主动式动态级间分离试验极其困难。提出一种应用于激波风洞主动式多体分离试验的高速气动发射系统(HPELS),使得模型在短试验时间内完成主动分离测试,详细介绍了HPELS延迟时间、模型分离时间等精确的时间标定及时序控制方法。针对分离过程中模型的运动轨迹及气动力参数的高性能评估,发展了基于纹影图像的非接触式分离运动轨迹捕获及气动力参数测量技术。两级入轨(TSTO)飞行器的安全级间分离是典型的高速多体分离问题,设计了并联式TSTO飞行器并针对作者提出的纵向分离方案,在JF-12复现飞行条件激波风洞验证了高速动态多体分离试验技术应用的有效性,同时首次在激波风洞对TSTO纵向分离方案进行了原理性验证。初步对比结果显示,试验结果与数值计算结果具有良好的一致性。 相似文献
950.
为探究整机与部件仿真数据和测试数据的匹配性,基于MATLAB/SIMULINK、Python和通用商业CFD软件,开发了数据驱动的部件串行协同仿真技术,主要由航空发动机整机的集成仿真平台和部件串行协同仿真平台组成。其中,集成仿真平台采用模块化的方法对发动机部件建模,结合共同工作方程及边界约束条件,实现了发动机整机和部件特性的迭代模拟;发动机部件串行协同仿真平台采用自编程序结合底层求解程序,提出了重叠区域的交界面数据传递与处理方法,实现了部件间的串行仿真和边界迭代求解,完成了零维、三维仿真的耦合求解过程。以某小型涡喷发动机为研究对象,基于已有试验数据进行案例验证,计算结果最大误差不超过5%,表明集成仿真平台与串行协同仿真平台的准确性及工程应用价值。 相似文献