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621.
622.
为获得飞行马赫数Ma0=0~8 RBCC发动机特性及结构调节规律,基于试验数据,建立了采用控制体法,考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型,并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对所建立的发动机特性分析模型进行确认。完成二元中心火箭布局变结构模型RBCC发动机火箭引射模态、火箭冲压模态及冲压模态特性仿真,定量获得了飞行动压、马赫数、攻角、当量比、火箭流量等因素变化对发动机性能影响;并针对给定模拟飞行弹道,完成Ma0=0~8 RBCC发动机特性计算,给出了进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比随飞行马赫数及工作模态变化规律。研究表明:1)火箭引射模态,马赫数每增加1,推力、比冲增加约18.2%,火箭推力增益增加约15%;2)火箭冲压模态,火箭流量越大,火箭推力增益越小,且获得正的火箭推力增益范围越窄;3)Ma0=2模态转换点,发动机性能及结构参数均存在间断,确保推力及结构参数的连续调节、匹配应是模态转换规律制定的关注点;4)模拟弹道下,进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比在Ma0=0~8范围内分别变化6... 相似文献
623.
杨涛%高殿斌%李开越 《宇航材料工艺》2008,38(1):28-30
针对某直升机尾桨叶梁的异型缠绕进行分析.在对复合材料(预浸料)叶梁缠绕规律进行理论分析的基础上,建立了异型缠绕运动控制方程,给出了控制参数的数学描述.根据该缠绕理论设计了纤维缠绕机的张力控制系统.试验结果表明:张力波动控制在(70±3)N内,较好地满足使用要求. 相似文献
624.
为了深入研究大功率、高风险状态下喘振对发动机安全工作的影响,以某新研民用涡轴发动机为平台,采用从外部向压气机出口快速引入高压空气的逼喘方法,完成了起飞状态整机喘振试验研究,综合分析了喘振过程非定常流、固、热、声耦合现象。试验结果表明,起飞状态喘振时,发动机出现多次明显的放炮、喷火、冒烟等现象,气流参数大幅波动;受燃气温度较高的影响,起飞状态喘振一旦发生可短时引发数次喘振;发动机控制系统采用合理的燃油控制规律和导叶角度偏离诊断策略,可有效缓解喘振时燃气超温现象,帮助压气机导叶角度快速恢复和发动机退出喘振;喘振时发动机转子基频幅值没有明显变化,机匣径向振动总量未超过限制值。试验验证了发动机具备承受起飞状态喘振的工作能力。 相似文献