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271.
炮弹固冲增程发动机进气道的风洞实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
进气道是冲压发动机的重要部件,它的性能关系着炮弹冲压增程发动机性能的好坏。文章阐述衡量炮弹固体燃料冲压增程发动机进气道性能的指标,介绍冲压发动机进气道的分类,着重给出了某炮弹固冲增程发动机混压式双锥进气道在马赫数2.0096时的风洞实验结果,并进行了详细的分析。研究表明,实验马赫数2.0096时,在进气道有效流通面积范围内,随着进气道有效流通面积的减小,总压恢复系数增加;随着弹体迎角的增加,总压恢复系数降低。 相似文献
272.
273.
T. Kuwahara A. Mizuno T. Nagahama H. Maezawa A. Morihira N. Toriyama S. Murayama M. Matsuura T. Sugimoto S. Asayama N. Mizuno T. Onishi Y. Fukui 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2008
We report the first results of ground-based millimeter-wave measurements of 183 GHz atmospheric water vapor spectra from Atacama highland (4800 m alt.), Chile. The measurements were carried out in December 2005 by using a spectroscopic radiometer equipped with a superconductive heterodyne receiver. A conspicuous H2O spectrum at 183 GHz was detected with an integration time of only 1.5 min, and this is the first high frequency-resolution H2O spectrum at 183 GHz obtained in the southern subtropical region. The vertical profile of H2O volume mixing ratio between 40 and 64 km were retrieved from the spectrum by using the modified optimal estimation method. 相似文献
274.
固冲发动机补燃室二次燃烧实验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
采用不确定度评定的地面直连冲压实验设备,对某全尺寸固冲发动机补燃室二次燃烧进行了实验研究。通过测定比冲效率,确定了不同的燃气发生器喷嘴结构、空气进气角度、进气头部距离和补燃室长度对二次燃烧的影响,并进行了机理分析。结果表明,五喷嘴比冲效率较高,燃气的切入方式对补燃室二次燃烧有重要影响;增大入射角度,可提高比冲效率,但加剧了燃烧产物在补燃室内的沉积;补燃室头部距离不宜过大,比冲效率不随头部距离线性增加;补燃室长度增加,可使比冲效率提高,但效果并不理想。 相似文献
275.
276.
研究了航天器推进系统管路充填过程动态模型与计算方法。以一维管道瞬变流理论为基础 ,采用瞬变管流湍流频率相关摩擦损失模型计算管壁摩擦流阻 ,构造了管路分支流阻计算模型 ,考虑了液流撞壁后的蒸汽泡团释出与崩溃现象。数值计算采用特征线方法 ,仿真结果表明计算模型较好地描述了充填过程中的水击和管流振荡现象 相似文献
277.
278.
旨在为未来空天动力技术研究和产品研制提供参考与借鉴。综述了美国高超声速涡轮基组合循环(TBCC)发动机的进展,重点对与涡轮发动机有关的预研计划进行详细描述,如国家空天飞机(NASP)计划、高速推进评估(Hi SPA)计划、猎鹰组合循环发动机试验(Fa CET)计划等。总结与归纳了TBCC发动机的研究发展的特点:TBCC发动机一直是高超声速飞行器研究的关键技术;目前涡轮发动机的首选是现有涡轮发动机改进,未来可能选择正在预研的高速涡轮发动机或自适应发动机;冲压发动机和模态转换技术已经取得明显进展,但还需长期深入验证。 相似文献
279.
由于发动机自身工作能力的限制,要想获得最大的发动机性能,在不同的飞行马赫数下,对应不同的发动机形式,因此为了达到宽马赫数飞行的目的,在不同工作区间采用不同发动机进行工作的组合循环发动机应运而生。涡轮基组合循环发动机(TBCC)作为组合动力的一种,采用涡轮发动机与冲压发动机组合的形式,可以在未来作为远程高速飞行器和可重复使用2级入轨(TSTO)飞行器的第1级动力,有广阔的使用前景。作为宽速域内工作的 TBCC,模态转换是实现 TBCC 发动机宽马赫数工作必须解决的关键技术问题之一。针对Ma4 速域 TBCC 发动机,建立了相应的涡轮发动机与亚燃冲压发动机并联模型,通过考虑2种发动机的设计点与非设计点工作条件,对模态转换马赫数进行了选择,并基于保持固定流量这个前体条件,给出了相应的并联TBCC 模态转换控制过程。基于建模并联模型,初步确定了采用涡轮与亚燃冲压动力的 TBCC 发动机的可行性,在合适的匹配条件下,TBCC 组合动力可以满足飞行器的推力需求。 相似文献
280.
为了采用二维/轴对称模型来研究喷射的三维问题,拓展该模型的适用范围,从而缩短数值模拟的周期,提出了一种针对流动通道内燃料喷射作用的简化模型,即采用源项加质来近似代替喷射的质量添加。为验证这种简化方法的可行性,进行了二维模型源项加质模拟垂直喷射的对比性计算,并且和三维模型计算结果及文献中的实验结果进行了对照,验证了此种处理方法的可靠性。运用以上简化模型,对某冲压发动机进气道及燃烧室内通道处的流场,采用五组元单步反应模型进行了数值模拟,得到了各主要气动参数及组分质量分数的分布。同时,研究了燃料喷射质量流量变化对于发动机工作状态的影响并探讨了亚燃冲压发动机进气道和燃烧室匹配方面的问题。通过以上的计算,表明采用源项加质处理,二维及轴对称模型,具有较好的时效性及足够的计算精度,适合在型面设计阶段进行使用,并容易在工程应用中实现,是一种值得推荐的简化处理方法。 相似文献