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991.
992.
功率提取法在涡喷发动机起动特性模拟及控制规律设计中的应用 总被引:3,自引:8,他引:3
针对涡喷发动机起动控制规律的特点,将涡轮发动机加、减速控制规律设计的功率提取法模型,应用于航空涡喷发动机起动控制规律的设计.结合低转速部件特性预测方法和改进的功率提取法,给出了涡喷发动机起动控制规律设计的约束条件和设计步骤.该模型可以用于起动带转过程中起动机带转功率的预测,以及全包线范围内、全气候条件下的涡喷发动机起动控制规律的快速、准确设计.计算结果表明,根据功率提取法模型设计的起动控制规律与实际的发动机起动控制规律吻合较好,该方法具有较好的工程应用价值. 相似文献
993.
泡沫铝是一种新型航天器防护材料,拥有良好的抵御空间碎片超高速撞击的特性。模仿泡沫金属的生产原理建立了泡沫金属细观结构几何模型,结合自编的光滑质点流体动力学(SPH)程序进行了超高速撞击数值模拟,研究了平均孔洞直径和孔隙率对填充泡沫铝结构防护性能的影响。结果表明平均孔洞直径对防护性能影响较大,总体而言平均孔洞直径越小则防护性能越好。孔隙率只在高速时才有较大影响,并且存在最优值。通过不同泡沫铝几何参数下碎片云特性的对比分析表明,使碎片云的法向动量越有效分散,结构的防护能力越强。 相似文献
994.
995.
用在线红外研究了端羟基聚丁二烯-丙烯腈多元醇(HTBN)与甲苯二异氰酸酯(TDI)反应生成端异氰酸酯基丁腈羟预聚体(ITBN)的动力学过程,并考察了预聚体物性以及固化后涂层的力学性能,该预聚体可作为固体火箭隔热涂层的一种新型基体树脂。研究表明,不同反应温度会影响预聚反应所形成的氨基甲酸酯中羰基的氢键化程度,低于80℃时,氢键氨基甲酸酯和不完善氢键氨基甲酸酯基团会随温度升高而增加;采用数理统计方法筛选出的Hyperbolic函数,可拟合实验数据,并可用来对比不同温度时的反应动力学特性,70~80℃是进行HTBN/TDI预聚反应的最适宜温度条件;通过该预聚体制备的涂层基体具有良好的工艺和力学性能。 相似文献
996.
铌铪合金具有较高的高温强度,是轨姿控液体火箭发动机推力室身部的主要结构材料,但在工作环境中易发生氧化“粉化”,必须在合金表面涂覆高温抗氧化涂层.本文主要研究了硅化物涂层对铌铪合金热防护行为,包括涂层的成型过程、高温抗氧化行为及高温抗热震行为等.试验结果为:涂层在1 700℃下的氧化寿命7 h,1 400~800℃的空冷热震循环次数4 700次,表面粗糙度30~60 μm.并对铌铪合金推力室身部涂层热试车情况进行了详细分析研究,对涂层在富氧高温燃气冲刷作用下的工作机理进行研究分析,总结了硅化物涂层的热防护机理,研究的新型硅化物涂层在高温条件下具有较好的性能. 相似文献
997.
美国新泽西州一家公司的科研人员已研制出一种能保护小卫星不受极端冷热、腐蚀和微流星体撞机影响的薄膜。这项与美国航宇局联合进行的研究旨在找出对10磅~50磅重(1磅约合0.454千克)的小型卫星进行防护的途径。美国航宇局称,这类低成本小卫星未来将成为主流。项目人员称这种柔性薄膜为“薄膜可变发射率电致变色装置”。薄膜可在电荷作用下改变颜色。 相似文献
998.
999.
针对传统航空发动机部件寿命计算方法没有考虑发动机实际运行环境的问题,提出1种基于传感器数据的部件寿命计算方法。首先构建含有涡轮叶片热机械疲劳寿命模型的仿真系统,利用Monte Carlo仿真来获取不同运行环境下叶片寿命数据,采用威布尔分布计算叶片失效概率,得到叶片等效使用寿命。结果表明:运行环境对发动机部件寿命及失效概率有重要影响,而基于传感器或机载模型数据的部件计算方法可以有效避免传统计算方法的缺陷,将发动机实际运行环境纳入到寿命计算中,为寿命延长控制、寿命管理等相关研究提供精确的部件寿命。 相似文献
1000.
为建立发动机身份证模型,针对发动机个体差异和寿命期内性能蜕化引起的发动机模型与真实发动机之间的失配问题,提出1种基于遗传算法的发动机部件级模型自动修正方法。在发动机部件级模型中,引入能反映个体发动机部件特性的性能调节因子。根据发动机试车数据与待修正部件级模型输出数据,以发动机关键测量参数残差最小为优化目标,采用遗传算法获得不同换算转速下的特性修正系数,建立发动机身份证模型。以某型涡喷发动机为对象进行试验验证,结果表明该方法能有效提高发动机部件级模型精度,适用于建立发动机身份证模型。 相似文献