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171.
172.
介绍了采用应变片测量压电陶瓷微位移驱动器位移的原理和设计思想,介绍了实验装置的结构,给出了实验结果,证明将应变片直接粘贴在压电陶瓷基体表面测量其位移的方法是可行性的;通过对压电陶瓷滞回特性的测定,提出了建立压电陶瓷的控制模型的基本思路。 相似文献
173.
进气道旋流是进气道与发动机相容性的一个重大扰动参数,从飞机总体布局,发动机设计方面入手,研究了现存飞机对旋涡的防止和反抗措施,新发现:低压压气机前面级静子叶片采取“端弯”技术措施,对提高发动机抗旋流扰动能力,降低对旋流扰动的敏感度十分有利,看好其工程应有前景。 相似文献
174.
进气道旋流是进/发相容性的一重大扰动参数。在发动机稳定和性能方面进气道旋流的效应也是不可忽视的。讨论了S形进气道/发动机相容性的评定方法,并且建议了有效评定准则。S形进气道/发动机相容性评定必须由两部分组成,一部与压力畸变有关,而另一部分与流动弯曲度有关。 相似文献
175.
利用商用软件对环形燃烧室从慢车到最大状态的过渡态过程进行了数值模拟,并通过与传统的工程计算方法(利用稳态计算来近似过渡态计算)得到的结果进行分析比较,研究了过渡态过程对燃烧室温度场的影响,结果表明:①过渡态计算与对应工况点的单点稳态计算存在一定的差别,主要表现在稳态计算的出口温度比过渡态计算的整体偏高;②时间步长是影响过渡态计算的关键因素,较小的时间步长能够使不同时刻流场参数之间的相互联系更加紧密,计算结果也就更接近于过渡态的真实过程;③过渡态计算中出口平均温度相对于油气比的变化在时间上具有一定的滞后性. 相似文献
176.
火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压下火箭射流对进气道性能的影响。研究发现,火箭发动机的工作状态决定了火箭射流对进气道性能的影响:当火箭发动机工作在过膨胀状态时,火箭射流的引射抽吸作用明显提高了推进系统的抗反压能力,但并不改善进气道的起动能力;当火箭发动机工作在欠膨胀状态时,火箭射流的压力扰动会使进气道扩压段产生结尾激波,进气道性能随之改变。 相似文献
177.
178.
针对来流马赫数3.5,0°迎角飞行条件下冲压发动机的简化模型,数值模拟了进气道整流罩开启过程的非定常流动。计算采用AUSMPW有限体积格式,基于结构与非结构的混合网格技术,求解了非定常N-S方程。计算结果表明,在进气道整流罩打开以后,超声速气流会在燃烧室通道内形成振幅衰减较慢的低频剧烈振荡。在同样计算条件下采用Euler方程进行对比性研究,数值实验发现对这类大雷诺数、强非定常性的问题,Euler方程和N-S方程得到的结果相差不大。 相似文献
179.
180.