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851.
本文概括介绍了国内首次在气动中心1.2米×1.2米风洞中进行的大模型通气实验技术,重点解决了天平杆与通气管道的矛盾、测压与测力同时进行、变流量和变底压等四大难题。最后将实验结果与0.6米×0.6米风洞的实验结果进行了比较,说明该通气模型实验技术在现有大、小风洞及大、小模型上的应用都是比较成功的。 相似文献
852.
喷流反压模拟技术及在高超声速进气道实验中的应用 总被引:3,自引:2,他引:1
为研究高超声速进气道的反压特性以及不起动/再起动特性,提出了一种凹腔喷流反压模拟技术,在实验过程中通过控制阀门的开度可方便地且迅速地调节进气道的出口反压.利用该技术,还对一种马赫数为7级的轴对称高超声速的反压特性及不起动/再起动特性进行了研究,展示了该技术的实用性.结果表明:(1)所提出的凹腔喷流技术可在进气道下游形成较为均匀的、可控的背压环境,因此可用于进气道的反压特性研究;(2)适当调节凹腔的喷流总压,并在实验中实时控制阀门的开度,凹腔喷流技术能够在较短的风洞实验时间内(约8 s)实现进气道起动、不起动、再起动流态之间的切换,因此可用于进气道的不起动/再起动特性研究. 相似文献
853.
854.
常压热试验技术在整星级航天器研制中的应用研究 总被引:4,自引:0,他引:4
针对航天器常压热试验技术在中国返回式卫星研制过程中的应用进行了研究,论述了常压热试验隔间的设计、常压热试验技术的原理和方法,然后就试验结果以及试验过程中涉及到的几个重要问题进行了分析讨论。通过分析可得,常压热试验达到了对卫星进行可靠性考核的试验目的,对航天器研制的流程再造具有重要意义。 相似文献
855.
邹贵生%吴爱萍%任家烈%任维佳%李盛 《宇航材料工艺》2000,30(5):76-80
研究了Ti/Ni/Ti复合层TLP扩散连接Si3N4陶瓷时压力对接头形成的作用机制。结果表明,TLP来不及与陶瓷发生充分反应并形成高强度结合界面就已完全凝固,为形成高强度的结合界面,必须进一步发生固态扩散反应。只有当连接过程中施加足够的压力,才能保证TLP在其存在期间充分铺展陶瓷,并在TLP完全凝固后形成大量扩散通道,为固态扩散反应提供必要条件。 相似文献
856.
分子筛供氧爆炸减压过程的数值模拟 总被引:2,自引:1,他引:1
建立了爆炸减压时肺泡氧分压随时间变化的房室数学模型,对于分子筛供氧情况下爆炸减压过程进行了数值模拟,模拟结果和实测结果能够很好的符合.分析了飞行高度及供氧浓度对过程的影响.此模型为求解爆炸减压时肺泡氧分压降到临界值的时间提供了一种简单的方法,对高空飞行医务监督和应急供氧装备的设计有实际意义. 相似文献
857.
858.
航空供氧装备生理研究回顾与展望 总被引:12,自引:0,他引:12
重点回顾了我国 70年代以来航空供氧装备防护生理学的研究与发展。将我国航空供氧装备生理研究归结为 :高空高总压供氧防护高空低总压供氧简化装备防护和机载分子筛制氧防护生理研究三大部分。提出未来发展几点看法。 相似文献
859.
860.
前体非对称涡Re效应初探及其风洞模拟技术 总被引:1,自引:0,他引:1
对不同长细比(11和6.15)的细长旋成体模型在低速风洞中完成了亚临界和 临界雷诺数(Re)的测压实验研究.结果表明,只要后体尾部截断至离二涡区足够远,就不会影响由前体二涡主控的多涡系结构,并且头部扰动与非对称涡响应之间的相关关系也保持不变,这为在常规低速风洞中通过增大旋成体直径、减小长细比来扩大Re实验范围提供了实验依据.基于此技术,临界Re下低速实验结果表明细长旋成体在层流和转捩分离区的截面压力分布有明显的区别,导致在临界Re内的侧向力较亚临界显著减小,而且头部扰动对背涡流动的主控作用明显减弱,单孔位微吹气扰动主动控制技术不再适用. 相似文献