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211.
针对玻纤/环氧复合材料,采用平板硫化机热压成型制备工艺,将预封装的石墨烯加热元件内嵌于复材夹层中,从而制备得到复材加热组件。实验证明,该制备方法对石墨烯复合材料的阻值及发热影响较小,保证了石墨烯加热元件的防/除冰效率。基于复材加热组件,进行了热/力学性能实验和低温除冰实验。实验结果表明,复材加热组件的温升速率随热流密度的增加而增大,并且铺层位置对复材加热组件的温升具有较大影响。在冷环境除冰实验中,环境温度为-20℃,热流密度为0.3 W/cm2时,相较于传统电加热组件,复材加热组件的除冰时间大幅减小,能耗减少约30%,为进一步制备复材加热机翼奠定了基础。 相似文献
212.
介绍了世界上首次针对涡轮冲压组合循环动力开展深入论证和试验的德国桑格尔(S?NGER Ⅱ)高超声速计划。详细阐述了S?NGER Ⅱ空间运输系统的总体设计、两级入轨推进系统方案的关键技术及其验证、飞发一体化、热管理系统和二动力系统。尽管因各种原因,S?NGER Ⅱ高超声速计划未能成功现实,但借助该计划研发了大量的先进技术,且在高超声速飞行器设计方案、分析方法、试验验证等方面都取得了宝贵的经验,可为我国组合动力及其他高超声速工程研制提供参考。 相似文献
213.
214.
通过对飞刀轴的强度、刚度和振动模态的分析,设计制作了基于普通车床的飞切装置.并采用PCD成形车刀在铝材料上进行了飞切加工V型槽的实验.测试结果证明了该飞切装置的可用性,为生产实践提供了必要的技术参考与装备,并为进一步分析飞切理论打下了基础. 相似文献
215.
为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用,提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术。研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机,通过风洞半自由飞及模型自由飞实验,验证了利用前体非对称涡控制技术实现尾旋改出和大迎角姿态控制的可行性;同时,依靠飞行测控系统和机载压力测量系统,实现飞行器姿态及前体表面压力的同步测量,可对前体非对称涡控制效能进行有效评估。风洞半自由飞实验结果表明:在60°迎角下,双合成射流可有效控制前体非对称涡相对位置,产生偏航力矩,实现大迎角航向操纵。在模型自由飞实验中,该技术可在常规方向舵失效的迎角下实现尾旋改出,可控尾旋角速度达到173 (°)/s;依靠该技术,验证机可在大迎角飞行时进行快速偏航操控,由控制输入到偏航角速度改变的时滞小于0.5 s。 相似文献
216.
高超声速边界层转捩对旋转钝锥自由飞运动的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
通过在钝锥模型表面上布置人工绊线促使边界层强迫转捩,采用运动自由度不受约束的风洞模型自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速旋转钝锥自由飞行运动特性和气动特性的影响规律,并与自然转捩的旋转钝锥风洞模型自由飞试验结果作对比分析,试验马赫数为5.0,以模型长为特征尺寸的自由流雷诺数为1.68×106。研究结果表明:有人工绊线的旋转钝锥在自由飞行过程中有"激励稳定"的绕流流场,产生动态稳定的自由飞运动(动稳定导数系数小于0),而无转捩绊线的旋转钝锥在自由飞行中则有"激励不稳定"的绕流流场,产生动态不稳定的自由飞运动(动稳定导数系数大于0)。 相似文献
217.
218.
219.
颜巍 《民用飞机设计与研究》2020,(2):77-84
前苏联/俄罗斯拥有众多知名的飞机设计局,在过去的一个世纪里,形成了完备的飞机科研体系。飞机失速/过失速(尾旋)是飞机研制的重要方面之一,前苏联/俄罗斯各飞机设计局以及其它航空科研机构在该问题上投入了巨大的人力和物力,在风洞静态试验研究之外,还利用动态试验技术深入研究了不同布局飞机的失速/过失速特性,这些试验包括风洞虚拟飞行试验、尾旋风洞自由飞尾旋试验、尾旋风洞旋转天平试验、投放式模型自由飞试验、火箭助推式模型自由飞试验等。这些动态试验对俄罗斯飞机的边界/超边界飞行研究发挥了重要作用。对前苏联/俄罗斯各飞机设计局的飞机在研制过程中,针对失速/过失速模态的动态试验进行回顾,对国内飞机研制提供帮助。 相似文献
220.
单级轴流压气机叶片预置裂纹法包容性试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
基于适航规章对叶片包容符合性的要求,设计了一套部件级叶片包容性验证方法。采用在叶片根部线切割预置切槽的方式控制叶片的飞断转速,切槽长度在有限元计算的基础上结合模拟试验方法确定。通过高速摄影仪监拍和试验件分解检查证实:一目标试验叶片在靠近叶根部位预切槽处按预设转速断裂飞出,叶片飞断后不平衡载荷引起的振动导致剩余叶片与机匣碰磨,但未产生严重的二次损伤,发动机压气机机匣具有足够的包容能力。试验表明,预置缺陷法对小尺寸单级轴流叶轮的包容性试验可行。 相似文献