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671.
672.
双下侧定几何二元混压式超声速进气道的风洞试验 总被引:3,自引:0,他引:3
针对一种应用于导弹上的冲压发动机用双下侧布局二元混压式超声速进气道气动特性开展了高速风洞试验研究。研究结果表明,随着反压比的提高,进气道总压恢复系数提高,临界状态后结尾激波系能停留在收缩通道内,在稳定亚临界状态下进气道总压恢复系数最高,但流量系数略有降低;随着来流马赫数的增大,进气道总压恢复系数下降,流量系数在小于设计马赫数下逐渐提高,激波贴口后流量系数基本不变;随着迎角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数随之提高,在Ma=2.5,侧滑角β=0°,迎角α增大到6°时进气道出现流量堵塞现象,性能降低;随着侧滑角的增大,两个进气道的性能均下降,迎风侧进气道相对背风侧进气道下降更厉害,在Ma=2.5,α=2°,β=2°时背风侧进气道出现流量堵塞,性能降低;小角度滚转对进气道性能影响不大。 相似文献
673.
亚/超燃混合发动机模块间界面参数设计及数值仿真 总被引:1,自引:1,他引:0
对轴对称双燃烧室冲压发动机亚/超燃模块间界面进行了初步设计研究.模拟了两股平行气流掺混的冷态流场, 重点研究了台阶高度、台阶几何形状、亚燃模块流量比例等设计参数对掺混性能的影响规律, 并提出了参数选择建议.在此基础上, 给出了一个性能较优的设计方案, 性能如下:马赫数为4时掺混段出口马赫数为1.48, 总压恢复系数为0.765, 增压比为17.71, 温升比为4.05;马赫数为6时掺混段出口马赫数为2.08, 总压恢复系数为0.502, 增压比为28.03, 温升比为4.67. 相似文献
674.
675.
冲压发动机燃烧室热防护技术 总被引:7,自引:1,他引:7
冲压发动机燃烧室热防护是其关键技术之一。隔热层烧蚀冷却、气膜冷却是冲压发动机常用的冷却方式。随着飞行器飞行马赫数和射程的增加,燃烧室的热防护问题越来越突出,必须发展先进的冷却技术才能适应其工作要求。提出了解决问题的三个途径:发展先进的耐热材料、采用新的火焰筒冷却技术、提高传统的气膜冷却效率。 相似文献
676.
深度神经网络目标检测算法计算复杂度高、模型复杂,对硬件平台的算力有很高需求,针对以上问题,设计了一种基于现场可编程门阵列(field programmable gate array, FPGA)芯片的硬件专用加速器.通过软硬件协同方法,设计具有高并行度及深度流水的片上架构,并使用模型量化、结构优化等方法对神经网络模型进行优化.在所设计的加速器系统中进行神经网络目标检测算法的部署,实现了高数据吞吐率、低功率消耗的FPGA神经网络计算,且模型精度损失低于1.2%,为在低能耗嵌入式平台上部署深度神经网络目标检测算法提供了有效解决方案,可广泛应用于机载、星载智能计算设备. 相似文献
677.
678.
679.
以MHD-Arc-Scramjet联合循环发动机为对象开展性能分析,探讨了能量旁路系统对发动机性能的影响,给出了MHD-Arc-Scramjet联合循环发动机相对于传统冲压发动机的单位推力差异。结果表明:电子束电离消耗的能量,能量旁路比例,电弧注入过程的最高温度以及进气道的压缩程度是能量旁路系统中影响发动机单位推力的主要因素;在这些参数的取值范围内合理取值,并兼顾材料和技术实现等约束,性能分析表明:在来流速度2 800~4 000 m/s范围内MHD-Arc-Scramjet联合循环发动机相对传统冲压发动机具有明显的单位推力优势。 相似文献
680.