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421.
采用模型实验和数值方法,针对特定的涡轮集气腔结构进行了出流特性研究。首先,在实验室条件下,进行全尺寸基准涡轮集气腔的模型实验研究并验证数值模拟方法;其次,在接近发动机真实气-热参数条件下进行系列的数值模拟,分析进出口压比、腔室高度、出流孔孔径和出流孔轴向位置等对出流孔流量分配和温度分布的影响。研究表明,除了集气腔出流流量分配的不均匀性之外,气流与热壁面之间的对流换热也导致明显的出流温度不均匀性;改变出流孔轴向位置距离、增加集气腔腔室高度是在不影响集气腔通流能力下改善出流均匀性的有效技术措施,当出流孔轴向偏置距离或集气腔腔室高度达到一定值后,其对改善出流流量分配均匀性的作用趋于微弱,但对于改善出流温度分布均匀性依然有较好的作用。 相似文献
422.
利用高超声速冲压发动机燃烧室结构试验结果完成了地面试验状态下燃烧室壳体复杂结构随机振动响应分析,并与试验结果进行了对比分析,试验验证了所采用的飞行器复杂结构随机振动响应分析方法和技术途径.在此基础上,采用试验压力载荷数据,对飞行状态下燃烧室结构的随机振动响应进行了分析,得到燃烧室结构加速度响应的功率谱密度曲线及均方根值,该项工作对飞行器的动力环境初步预示工作具有重要的工程应用价值. 相似文献
423.
424.
在带有液膜冷却双组元推力器的设计过程中,对燃烧室的数值仿真是一项非常重要的工作.充分考虑了常被忽略或简化处理的推进剂雾化、液滴破碎、液膜形成等重要过程,选取EDC燃烧模型和realizable k-ε湍流模型,采用有限体积计算方法得到燃烧室内部液滴分布、液膜分布、静温分布等重要数据.最后,根据所得结果阐述了燃烧室内的详细工作过程,并着重分析了液膜的分布特点以及对壁面的冷却作用,得到了两个与液膜冷却相关的结论. 相似文献
425.
根据声学风洞气动噪声试验研究的需求,介绍了一种适用于声学风洞试验的麦克风阵列测试技术,并针对声学风洞的特点,利用风洞射流剪切层修正方法,提高了麦克风阵列识别声源的精准度.通过数值仿真和在0.55m×0.4m声学风洞的试验研究,验证了麦克风阵列测试系统和麦克风阵列数据处理方法识别声源的能力.研究结果表明所采用的麦克风阵列测试技术可用于声学风洞试验.最后还采用36通道的麦克风阵列在0.55m×0.4m声学风洞开展了NACA23018翼型气动噪声试验研究,试验明显地观察到翼型后缘噪声,获得不同迎角下翼型的噪声特性. 相似文献
426.
427.
为了分析推力室壁应力和变形分布情况,研究推力室失效位置和失效机理,建立了一种弹塑性有限元分析方法。建立推力室一维流动传热模型,为结构弹塑性分析提供输入。进一步建立推力室壁在温度和压强载荷下的二维弹塑性计算模型,分析了在预冷-工作-后冷-关机的工作循环下推力室壁的应力应变响应,比较了温度载荷和压强载荷的作用程度,并预估了推力室使用寿命。结果表明:推力室壁产生的弹塑性变形是由温度载荷和压强载荷共同作用所致,温度载荷起主导作用。推力室内壁冷却通道中心位置最先发生失效破坏,限制了推力室的使用寿命。从计算时间和准确性来说,该方法能够为再生冷却通道的优化设计和性能估算提供参考。 相似文献
428.
建立了基于整个燃烧室内经历不同燃烧方式下所有工质来评估脉冲爆发动机平均循环热效率的方法,通过二维数值方法对两种采用不同数目障碍物的爆震管模型的起爆特性及循环热效率进行了研究,并分析了燃烧波传播的距离与DDT距离之比(定义为ξ)对模型热效率的影响.结果表明:①间接起爆方式及不同DDT强化装置都会影响系统的循环热效率;②就计算模型,当ξ接近1时,其系统平均循环热效率仅为理想爆震循环热效率的60%左右;③随着ξ的增加,间接起爆方式的影响迅速减弱;④当ξ为1.5时,系统平均循环热效率可达爆震燃烧热效率的93%. 相似文献
429.
430.
F.C. Wasiak A. Luspay-Kuti W.D.D.P. Welivitiya L.A. Roe V.F. Chevrier D.G. Blackburn T. Cornet 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2013
As a result of measurements acquired by the Cassini–Huygens mission of Titan’s near surface atmospheric composition and temperature, Titan conditions can now be simulated in the laboratory and samples can subsequently be subjected to those conditions. Titan demonstrates an active hydrological-like cycle with its thick atmosphere, dynamic clouds, polar lakes of methane and ethane, moist regolith, and extensive fluvial erosive features. Unlike Earth, Titan’s hydrological-like cycle likely involves several constituents, primarily methane and ethane. Here the properties of a new Titan simulation facility are presented, including conceptual methodology, design, implementation, and performance results. The chamber maintains Titan’s surface temperature and pressure, and the sample cryogenic liquids undergoing experimentation are condensed within the chamber itself. During the experiments, the evaporation rates of the sample liquids are directly determined by continually measuring mass. Constituents are analyzed utilizing a Fourier Transform Infrared Spectroscopy (FTIR), and vapor concentrations are determined using a gas chromatograph fitted with a Flame Ionization Detector (FID). All pertinent data is logged via computer. Under laboratory conditions, the direct measurements of the evaporation rates of methane, ethane, and mixtures thereof can be achieved. Among the processes to be studied are the effects of regolith on transport from the subsurface to the atmosphere, the freezing point depression effects of dissolved nitrogen, and the solubility of various relevant organic compounds. 相似文献