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921.
应用一维气体流动的关系式推导出高超声速吸气式发动机的比冲公式,给出了计算进气道效率和面积比的公式。重点介绍了 NASA Langley 研究中心用于一体化超燃冲压发动机概念的固定几何形状、侧壁压缩的进气道的气动设计,包括主要几何参数如收缩比、宽高比、侧壁的后掠角与压缩角等的选择和燃料喷注支柱的设计。讨论了这种类型进气道的起动问题。最后,介绍了这种类型进气道的风洞试验技术与计算流体力学的方法。根据试验结果和计算结果,分析了这种类型进气道的性能。 相似文献
922.
以乙烯和常温煤油为燃料开展了旋转爆震直连试验,模拟飞行马赫数5.0,隔离段入口马赫数2.5,采用起爆管进行起爆。研究结果表明,乙烯当量比在0.43~0.99范围内,旋转爆震波均可稳定自持传播,传播频率为5.32~6.42 kHz,传播周期为0.157~0.188 ms。高频压力和壁面压力测量结果表明:旋转爆震波传播频率和燃烧室压力均随当量比增大而线性升高;爆震波高频压力平均峰值随当量比增大先升高后降低;隔离段出口压力随当量比增大逐渐升高,但隔离段入口气流始终未受影响,马赫数保持为2.5。常温煤油当量比为0.70时,也实现了旋转爆震波的稳定传播。 相似文献
923.
论文基于冲压发动机地面直连模拟试验原理,介绍了自动调节系统的设计原理和实现方法.根据进气系统结构特征研究,提出了采用气控气技术实现总压调节,采用气控液技术进行总温调节.针对对象具有的瞬变大流量、大滞后的物理特征设计了改进PID--模糊控制算法,利用数控电磁阀组实现实时调节控制.介绍了控制程序中所采用的控制规则、控制算法、采集驱动程序等关键设计技术.最后讨论了抑制干扰,提高系统可靠性的方法.实际使用效果证明系统设计合理,满足了设计技术指标要求. 相似文献
924.
925.
926.
927.
928.
半刚性尾涡在冲压空气涡轮性能计算中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
张剑锋 《北京航空航天大学学报》1998,24(1):28-30
与Goldstein假设一致的刚性尾涡是螺旋桨升力线(面)计算中的常用模型,适于轻负荷工况,但在较大负荷工况时则有一定的误差.与Theodorsen假设一致的半刚性尾涡将Goldstein尾涡推广至较大负荷工况.对Theodorsen尾涡模型应用于冲压空气涡轮升力线计算进行了探讨,对一个模型冲压空气涡轮作了计算,给出了涡距、诱导速度、环量及叶素风能利用系数,其分布趋势合理,风能利用系数与实验值符合的较好. 相似文献
929.
直连式试验和自由射流试验是冲压发动机开展地面模拟试验验证过程中最为普遍的两类试验。通过对比两类试验对来流条件的实现情况,说明加热器工作参数和来流组分等模拟要素符合试验要求,在此基础上分析同款超燃冲压发动机的直连式和自由射流试验结果,并结合仿真分析结果开展论述。结果表明:针对相近试验工况,两类试验中进气道流动形态一致性较好;进发匹配工作特性方面,自由射流试验中的结尾激波位置普遍靠后,其安全工作裕度高于直连式试验;在直连式试验中,基于沿程静压测值方法得到的发动机比冲与自由射流试验台测得的发动机比冲接近。 相似文献
930.
韩珊珊冯晓强李宏君全景阁柳长安 《火箭推进》2023,(3):105-114
底阻在弹类飞行器阻力中占比较大,准确预示底阻对于弹类飞行器飞行性能评估至关重要,而发动机尾部喷流对底阻影响明显。采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的流场仿真方法研究了飞行器底部发动机喷流和外流干扰流场特性,主要分析了喷流对飞行器阻力的影响。飞行器安装了两台推力可调的液体火箭发动机,发动机在不同飞行工况下采用不同推力工作。分别研究了亚音速、跨音速和超音速典型飞行工况下弹体底部无喷流状态、单喷管喷流状态和双喷管喷流状态时,飞行器阻力变化情况。结果表明:不同马赫数下,发动机喷流对底部阻力影响情况基本一致,与无喷流情况相比,当发动机工作时,无论单喷管喷流还是双喷管喷流状态,底部发动机喷流引射效应明显,弹体阻力系数明显增加。 相似文献