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181.
182.
183.
采用自行设计的动压探针,测量了大气压和真空环境下冷态氮气自由/冲击射流动压分布,以及真空环境下氮/氢混合气电弧加热推力器羽流的动压分布。将动压径向分布积分所得结果与冲击平板法间接测得的推力值做了比较。结果表明,大气压环境下测得的冷态氮气自由/冲击射流动压分布呈现明显的亚声速流动的特点,真空环境下测得的冷态射流动压显示有波系存在的超声速流动状态;而氮/氢混合气电弧加热推力器羽流的动压分布中看不出羽流中明显的激波存在。在一定条件下,即在较高马赫数的超声速射流中,探针不影响气流在喷管内的膨胀过程,以及羽流速度和密度没有过分降低的区间内,动压探针测量数据径向积分的结果可以代表电弧加热推力器的推力。 相似文献
184.
185.
航空发动机推力的测量和确定方法 总被引:4,自引:1,他引:4
从推力的定义和表达式及其导出的条件出发,讨论了航空发动机地面与飞行状态下在各类试验设备上推力的确定方法和程序以及必须进行的发动机部件与模型试验、整机地面试验和模拟高空试验乃至飞行试验,并分析了模拟高空试验在正确确定飞行推力中的重要作用。 相似文献
186.
涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却方法,可以简化推力室结构,降低成本,提高可靠性。本文首先介绍该类型推力室的工作原理,并对涡流的结构进行了理论分析,得出内外涡流的速度分布特点。通过冷流场计算,验证了涡流结构分析的正确性。由于流体的粘性,减小了内部涡流的速度及涡量强度,影响推进剂的掺混及燃烧。通过对氧化剂喷嘴入射角的优化,发现氧化剂喷嘴倾斜一定的角度,可以增加内部涡流的速度及涡量强度,将有助于提高涡流冷却推力室中推进剂的燃烧效率。 相似文献
187.
在基于航迹的运行(Trajectory Based Operation,TBO)模式中,推力管理是使飞机在安全飞行的同时,提高燃油经济性、飞行性能的关键技术。为了分析出必要可要的需求,基于民航客机推力及飞行性能原理,本文分析了基于4D-TBO的推力管理的功能及实施相关功能所必须的数据,在此基础上去设计基于航迹运行的推力管理系统(Thrust Management System,TMS)的架构,从而获得了满足未来大型先进客机飞行任务需要的TMS的重要基础信息。 相似文献
188.
截短单边膨胀喷管的试验和数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
基于最短长度理论喷管设计程序,获得了设计点为马赫数6.5时单边膨胀喷管(Single ExpansionRamp Nozzle,SERN)等熵膨胀型线,并对其截短70%后的喷管进行模型设计和加工。通过试验和数值模拟结合的方法,研究了模型喷管在不同压比下的流场结构和性能。结果表明:喷管长度截短70%对推力性能影响不大,在所有典型压比下,喷管截短70%后推力系数与原喷管相差不超过1%。该喷管截短70%后,其推力系数在落压比大于60时仍能达到0.95以上,随着喷管压比的继续降低,喷管推力系数迅速降低,性能恶化,喷管在过膨胀状态下的性能应该得到重点关注。 相似文献
189.
孙鹏刘超柯劼 《民用飞机设计与研究》2012,(3):18-21
推力管理是现代民用客机的重要功能,能改善飞机的燃油经济性。对推力管理功能的提出及其功能与系统组成做了全面介绍与分析,同时介绍了当前先进机型在推力管理功能框架设计上的一些先进理念,总结了推力管理功能涉及的两项关键技术。 相似文献
190.
Redha Amri D. Gibbon 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2012
The present work focuses on the determination of the in orbit performance of the Alsat-1 microsatellite propulsion system. The satellite mass is 90 kg, of which 6.2 kg is the propulsion system dry mass. The system is a butane propulsion system using low power resistojet thruster with 2.3 kg of propellant. The liquefied butane gas was selected due to its higher storage density and safety compared to the other propellants used for microsatellites. The purpose of this paper is the analysis of the firings performed after the launch of the satellite and to evaluate the system specific impulse and thrust level during the system lifetime. A total of 273 firings were performed on the Alsat-1 propulsion system in the period between the end of 2002 and mid 2009, the cumulated firing time is more than 12 h 49 min. The analysis of all the propulsion telemetry data shows that the system provides a total mission delta V of 25.3 m/s which is more than the 10 m/s specified for this mission. Furthermore, the mission average specific impulse and thrust are respectively 99.9 s and 48.8 mN. 相似文献