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针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表明:扼流性能与二次流的注射位置、注射角度及流量比有关,且随二次流/主流流量比的增大而增大.喉部二次流喷射能有效的调节有效喉部面积进而调节推力大小,当流量比为0.4时,最大有效喉部面积比为0.8;扩张段二次流喷射能有效调节推力方向,当流量比为0.4时,最大推力偏角为20°;喉部二次流与扩张段二次流入射位置存在相位差可有效降低喉部与扩张段二次流干扰. 相似文献
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新型微推力器是未来微纳卫星的生力军,其设计、研制和应用都离不开推力性能测量的工程支撑。在设计和研究阶段,新型微推力器稳态力输出时间与机械式直接测量系统稳态调整时间之间存在匹配问题,无法利用测量系统的稳态响应直接还原推力大小。提出一种基于动态补偿技术的稳态推力还原方法,通过分析稳态力工作时间、稳态力大小与测量系统稳态响应之间的关系,提出了动态补偿器的设计原则和推力还原步骤,并进行了实验验证。研究结果表明:当稳态推力实际工作时间大于测量系统周期的0.25倍,且小于测量系统稳态调整时间时,可利用动态补偿器设计原则建立新的等效测量系统,使最终的输出达到稳态,并利用最终的稳态响应均值还原推力大小。 相似文献
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针对机体/推进系统一体化要求,提出了一种几何尺寸约束的超燃冲压发动机推力喷管设计方法,以实现在满足几何约束条件下优化喷管的气动性能。采用数值模拟对提出的设计方法展开了研究,在此过程中,首先校核了数值方法有效性并确定了网格分辨率。进一步就喷管设计过程中2个关键设计因子——比例因子和非对称因子开展了影响研究。最后为验证本文提出的设计方法的有效性和优越性,将其与典型截短设计方法进行对比分析。结果表明,相比截短方法,本文提出的设计方法不仅能够获得满足几何约束的喷管,同时可使喷管推力系数、升力和俯仰力矩分别提升33.36%、265.75%和37.21%。此外,本文提出的设计方法还可以通过调整设计因子来获得不同气动性能的喷管,进而满足应用过程中的实际需求。 相似文献
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为研究航空发动机在露天试车台的推力修正方案,开展航空发动机在不同自然风风速(0到5m/s)、风向(0到90°)下露天试车的数值仿真计算。分析不同自然风条件露天试车发动机进气道周围和进气道气动交界面流场分布特点,发现已往基于测量二次气流的室内试车台推力修正方法无法用于露天试车台;通过内流法推导出适用于露天试车台的航空发动机进气附加阻力计算公式,在此基础上结合仿真结果计算露天试车台发动机进气附加阻力和台架迎风阻力,并分析的风速对各项修正阻力的影响规律,给出台架迎风阻力与环境风速之间的拟合关系式,研究不同风向的侧风对台架阻力的影响规律。研究结果为实际露天基准试车试验开展提供理论研究帮助,并为测量推力修正给予指导。 相似文献
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溅板式喷嘴雾化特性的试验研究 总被引:4,自引:0,他引:4
沈赤兵 《中国空间科学技术》1994,14(5):10-16
利用自行设计的溅板式喷嘴进行了雾化试验;测量了单喷嘴、喷注单元的液滴平均直径分布及其喷雾角;计算了喷注单元撞击角;分析了各层板片数的变化对雾化性能的影响。得出的结论对溅板式喷嘴的设计和改进有重要的参考价值。 相似文献
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针对采用双阀调节的恒压腔系统压力在空气流量大范围变化时的精确控制问题,提出了一种基于控制分配的恒压腔压力精准控制方法。首先,建立了虚拟放气流量的双阀控制分配算法,包括:建立满足虚拟放气流量要求且调节阀能耗最小的优化问题;通过线性矩阵不等式(Linear Matrix Inequality, LMI)求解该优化问题得到双阀实际流通面积值;考虑调节阀动态并计算调节阀控制信号指令值。其次,建立以虚拟放气流量为恒压腔控制输入的闭环负反馈回路,基于此,设计满足伺服性能和抗干扰性能要求的PI控制器,引入上述双阀控制分配算法,进而构建完整的基于控制分配的恒压腔压力控制系统。仿真结果表明,采用该方法的控制系统性能明显优于传统单阀PI控制系统性能,恒压腔压力动态相对误差小于0.07%;干扰流量最大变化率为77kg/s2时,压力最大偏差低于500Pa;此外,调节阀动态时间常数和流量系数的拉偏仿真结果进一步验证了该控制器的鲁棒性。 相似文献
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