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81.
逆向射流多斜孔气膜冷却的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
为了使航空燃气轮机燃烧室在高于燃烧室材料许用温度的前提下能够正常工作,需对燃烧室内壁采取冷却措施,并对变吹风比和变角度下的逆向射流多斜孔气膜冷却进行了数值模拟。在贴体坐标下划分网格,采用k-ε模型模拟湍流流动,求解气膜冷却过程的数学模型。分别改变逆向射流同主流的夹角,使其为20°、30°、45°和60,°改变吹风比的变化范围为0.5到1.5等多种条件下,对多斜孔气膜冷却效果进行了数值模拟。在所研究的范围内得到了符合规律的结论。研究结果表明,当吹风比不变的情况下,减小逆向射流角度,用有效温比表示的冷却效果相应提高。当逆向射流角度不变时,增加吹风比,冷却效果也相应提高。 相似文献
82.
无附面层隔道超音速进气道设计技术研究 总被引:3,自引:0,他引:3
阐述了无附面层隔道超音速进气道(鼓包式进气道)的设计原理和设计方法,给出了设计方案和风洞试验对比结果。结果表明:采用这种理论设计的进气道总压恢复高,气流畸变低,其综合性能好于常规进气道。由于无附面层隔道超音速进气道取消了机身附面层隔道和泄放系统,并且没有其它可动部件,使得飞机阻力小、重量轻,具有更高的可靠性、维护性和低成本。采用前机身与鼓包压缩面和前掠整流罩的融合设计也提高了飞机的隐身性能。 相似文献
83.
采用流固耦合的数值计算方法研究了NACA 0 0 15翼型在大迎角 ( 15°~ 6 0°)范围的颤振 ,以及在翼型背部部分引入射流的减振技术。在流体区域用高精度、高分辨率算法求解Farve平均的Navier Stokes方程 ,在固体区域用四阶Runge Kutta法求解振动方程 ,并且每一个时间步后都在两个区域之间传递边界条件。计算结果表明在翼型背部引入适当射流会降低翼型的振动 ,并提高升力。但如果引入射流的速度过高 ,会在叶背处形成新的分离流 ,升力反而会下降 相似文献
84.
倪云龙 《自动驾驶仪与红外技术》2002,(1):13-15,28
本文介绍一种温度补偿电路,利用热敏电阻的温度特性,对加速度计标度因数进行温度补偿,使加速度计在工作温度范围(-40℃ 60℃)标度因数较稳定,温漂小。 相似文献
85.
86.
冷镜式精密露点仪是湿度测量中准确度最高的仪器,也是许多国家湿度量值传递以及国际比对通常使用的传递标准.本文讨论了冷镜式露点仪测量不确定度的多种因素,其中有些不确定度分量目前还难以估算出具体数据. 相似文献
87.
一 概述 近代航空,由于高空高速飞机的不断出现,对航空导管的性能和使用要求越来越高。导管接头是飞机管路系统的重要构件,接头的结构形式和性能直接关系着飞机的性能。 目前国内主要有三种类型的无扩口管接头,即卡套式、锥套式、挤压式。这三种管接头与传统扩口式管接头相比有很多优点,如强度高,密封性和抗振性好以及维护方便等。 某型机所采用的锥套式无扩口管接头,应用于全机液压管路连接,管路系统工作压力为23MPa。要求这种管接头具有承受高压、弯曲振动、液压冲击、高空低温、发动机高温等能力。 锥套式无扩口导管连接件于1987年通过部级鉴定。至今已为数架飞机提供了全部液压系统所需无扩口导管,并为导弹发射转塔液压系统管路连接提供了所需无扩口导管。 相似文献
88.
李振西 《燃气涡轮试验与研究》1992,(3):21-31,53
为解决机载武器发射引起发动机喘振、停车的问题,有关发动机设计单位研制了一种新型脉冲断油式发动机防喘系统,并进行了飞行台试验,本文介绍了该系统试验研究概况及结果。着重分析了它对发动机正常工作的影响决定其防喘效果的因素。 相似文献
89.
90.