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361.
固体火箭发动机壳体的制作工艺,板材滚卷冲压成形—氩弧焊组装工艺,其制成品——壳体的纵缝易产生应力集中而破坏;带材螺旋卷滚成形—氩弧焊组装工艺,其难点在于壳体的焊后热处理变形问题;近期采用板材强力旋压或数控加工成形—真空电子束焊组装工艺加工制作壳体并利用高分辨率微焦点软X射线照相技术解决真空电子束焊焊缝的质量检测问题,导致固体火箭发动机壳体制造工艺的重大变革,使壳体质量得到显著的提高。 相似文献
362.
363.
364.
LEAP—X发动机是CFM国际公司研发的新一代发动机,采用了许多先进技术。本文就LEAP-X发动机的先进技术创新做一概括性分析。供相关人士参考。 相似文献
365.
为将富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧(RQL)用于高温升燃烧室设计,以实现温升与排放的良好统一,对不同主燃孔位置下
的单头部矩形燃烧室流动、淬熄区气流混合、燃烧和排放特性进行数值模拟。结果表明:燃烧室中心回流区的长度和高度随着主
燃孔轴向距离的增大而增大。随着主燃孔轴向距离的增大,主燃孔射流深度增加,射流角度逐渐向下游偏转,导致淬熄区内气流
的混合效果减弱;随着主燃孔位置的后移,富油区内的当量比显著增大,导致CO和碳烟的生成量迅速增加,淬熄区内的沿程高温
区域面积逐渐缩小,燃烧效率逐渐降低。当X/H=0.7时,燃烧室沿程NO生成量始终处在较大值;而当X/H=0.9时,燃烧室沿程NO
生成量始终处于较小值,但CO的生成量增大。 相似文献
366.
367.
368.
《燃气涡轮试验与研究》2015,(5):6-13
基于二维可压欧拉方程,对充有当量比为1的氢气/空气预混气的不同结构燃烧室进行数值计算。研究了爆轰波在不同坡度燃烧室内的传播过程,分析了燃烧室内不同波头数目对其性能的影响。研究表明:在燃烧室入口端采用适当的楔形结构,有助于提高沿单一方向传播的爆轰波的强度,提高燃烧室做功能力;当燃烧室周向尺寸较大时,同时起爆双波头有助于提高其工作的稳定性。 相似文献
369.
RR德国公司于2012年9月在斯图加特大学的高空试验台上成功完成了最新制造的全新双转子发动机核心机试验。在40 h的试验内容中,重点模拟了恶劣天气下贫油燃烧室试验项目。其试验结果验证了该燃烧室能安全、成功地完成风车起动。该试验是E3E(高效、 相似文献
370.
为了研究主燃烧室采用增压燃烧(PGC)的涡扇发动机性能,建立了其热力循环过程计算模型,采用考虑增压特性的传
统涡扇发动机性能计算方法,分析了增压比、涡轮前温度、涵道比、飞行速度、飞行高度等循环参数对增压燃烧涡扇发动机的性能
影响,并与传统涡扇发动机的性能进行了对比评估。结果表明:增压燃烧发动机循环效率高于等压燃烧发动机的,且加热比越大,
增压燃烧发动机性能优势越明显。初步获得了不同循环参数对增压燃烧涡扇发动机的性能影响规律。与同参数的传统涡扇发动
机相比,在总增压比为25~45、涡轮前温度为1500~1800 K内,增压燃烧涡扇发动机的单位推力增大4.7%~8.6%,耗油率降低4.6%~
8.5%;在飞行高度为15 km、马赫数为0~3内,增压燃烧涡扇发动机的推力增大4.1%~27.6%,耗油率降低2.3%~11.4%,并且飞行马
赫数越高,增压燃烧涡扇发动机的性能优势越大。 相似文献