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471.
施允涛 《南京航空航天大学学报》1993,(1)
本文对无人机双发助推的同步性进行了研究。研究对象是CK-1M遥控机。实现多发助推的同步性,关键是推进剂特性参数和面喉比保持稳定,确保平衡压强的一致性。此外,点火药量容差及并联电路点火,也是实现多发助推同步性的重要因素。本文采用放样吊线法安装助推器,确保安装精度和左右对称,从而保证了力的精确传递方向,避免了附加力矩的产生。经台架试验和试飞验证,CK-1M双发助推的同步性良好。 相似文献
472.
M6双模态冲压模型发动机氢燃料的燃烧试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
在一个有突扩台阶的氢燃料高超声速冲压发动机模型内研究了氢燃料喷注方式对点火与燃烧效果的影响。氢气从均匀分布于支板上的小孔喷注 ,支板位于燃烧室突扩台阶后 ,燃料的喷注方向可调。本文研究了逆来流喷射、逆流与来流夹 4 5°角喷射 ,同时从支板前端面逆喷和从支板后端面顺喷、从壁面垂直于气流喷注燃料时 ,燃烧室内燃烧效果的差异。实验在中国空气动力研究与发展中心的脉冲燃烧风洞上进行 ,实验马赫数为 6 ,总温1 85 0 K,总压 5 .5 MPa。实验结果表明 ,从支板前端面逆喷氢气时 ,点火与燃烧的效果最好。逆喷方式下 ,当氢气的当量油气比为 0 .8时 ,在本模型流道构型条件下 ,获得的推力收益超过 5 0 0 N。 相似文献
473.
474.
为了比较激光点火和电火花点火的点火性能,在一带稳定器方形直管试验段上,利用电火花调能调频点火器和激光器分别进行点火试验,比较相同来流条件下的初始火核发展、点火极限和火焰传播。结果表明:两者的初始火核形状不同,电火花点火的初始火核呈圆弧形,而激光点火下呈瓣型。相同点火能量下,激光点火比电火花点火的贫油点火极限更宽;相同来流条件下,点火位置下游激光点火的火焰传播速度更快,并且在化学恰当比附近和来流速度为2.14m/s的情况下,两种点火模式的火焰传播速度相差更大。 相似文献
475.
为研究热射流点火对多循环脉冲爆震特性的影响,在一台工作频率为20Hz的气动阀式PDE上开展了试验研究,重点分析了热射流点火位置与预燃室中敏感性气体的填充比对爆震管内初始火焰传播速度及压力特性的影响。研究结果表明:热射流点火的位置在爆震管头部回流区内,对爆震管内火焰传播速度影响较小,热射流点火位置在回流区外,随着离封闭距离的增加火焰传播速度减小;预燃室填充比从1.78增加到2.75,初始火焰平均速度从380m/s上升到420m/s左右,当填充比在2.75~3.45时,火焰传播速度基本保持不变。 相似文献
476.
477.
为研究放电过程产生的等离子体对缩短甲烷点火延迟时间的效果,针对脉冲式放电,本文耦合了密度方程、能量传递方程以及Boltzmann方程,对于甲烷-空气混合气体放电粒子浓度变化规律进行了研究分析。将计算得到的放电过程中激发态分子及活性自由基作为初始组份代入CHEMKIN中进行计算,计算了放电条件下等离子体对于甲烷点火延迟时间的影响。相比于附着过程,甲烷粒子弹性碰撞、激励、电离过程的碰撞截面要大2~5个数量级。随着粒子能量的增加,各个过程碰撞截面的变化并不单调,均存在碰撞截面最大的点。混合气体的激发过程导致了80%以上的能量损失。当约化场强逐渐增大时,甲烷的电离效应逐渐增强。混合气体的附着与弹性碰撞效应造成的能量损失比较小,相比激发与电离效应可以忽略。放电过程能够产生大量不同种类的活性粒子与自由基,不同活性粒子随时间变化的规律不相同。其中,随着放电,振动激发态氮分子浓度保持为1015/cm3量级。电子激发态氮分子粒子数密度随着放电的进行,在10-8s~10-7s会产生一个峰值。模型计算的单脉冲放电产生的活性粒子,在大多数点火温度下,可将点火延迟时间缩短10%以上。脉冲式放电对于甲烷-空气混合气体点火有显著的增强效果。 相似文献
478.
所有的旋流杯结构均为一级多斜孔和二级径向直叶片,喷嘴均为单油路离心喷嘴.为了研究旋流杯空气雾化喷嘴一级旋流数对小型燃烧室点火性能的影响,采用单头部矩形回流燃烧室,在进口为常温常压、燃烧室压降为0.5%~5%的条件下,对3个一级旋流数不同的旋流杯进行了点火实验.实验结果表明:一级旋流数对点火性能影响明显,相同压降下,一定变化范围内,一级旋流数的增加影响了下游流场的分布,有利于火核沿回流区向上游传播,并在旋流杯出口形成稳焰,因此一级强旋旋流杯点火性能更好. 相似文献
479.
<正>"十、九、八……三、二、一""点火!""起飞!"2014年12月31日9时02分,一阵破天巨响,长征三号甲运载火箭拔地而起,将风云二号08星送入蓝天之上。"火箭飞行正常""遥测数据正常""厦门站监测正常"……在西昌卫星发射中心指挥控制大厅内,各测控站不时将最新的监测信息传到这里。火箭点火起飞约23分钟后,星箭 相似文献
480.
大型分段式固体火箭发动机点火瞬态过程研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过建立固体火箭发动机点火瞬态数学模型,对某大型分段式固体火箭发动机工作初期小火箭式点火装置的火焰喷射方式、分段对接部位火焰传播过程以及前后翼燃面的传播过程等进行数值计算研究。计算结果表明,发动机点火过程中,燃烧室内的流动顺畅,没有出现压强异常振荡现象,点火初期的火焰冲击对分段对接部位的绝热结构影响很小,但整个后翼槽药面全部点燃用时在整个火焰传播期用时占比过大。数值计算结果与全尺寸发动机地面热试车结果对比表明,数值计算点火平衡压强、压强爬升时间以及升压速率与地面热试车结果吻合性好。 相似文献