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991.
针对某新型液体火箭发动机三维模型装配技术应用现状,不同三维建模工具之间数据格式互不兼容,不能相互调用,以及在产品数据管理系统中,异构CAD三维模型装配无法自动生成产品BOM结构,装配信息无法跨软件进行传递。对Pro/E与NX三维模型相互调用、异构三维模型装配、产品BOM结构自动生成、更改同步等问题进行了研究,采取轻量化模型JT和中间格式进行装配实现异构CAD三维模型的装配和管理,采用轻量化模型JT装配方法,既可以保证JT与三维模型的一致性,也可以实现装配BOM结构的自动生成和更新。采用STEP中间格式进行装配,解决了产品数据管理系统中对轻量化模型转换控制,降低了CAD集成环境下异构三维模型的装配要求,确保了STEP文件与三维模型的一致性,实现了异构CAD三维模型在统一环境下BOM结构的自动更新和发动机技术状态的管控。 相似文献
992.
为研究不同室压工况下气氢/液氧燃烧流场的相似性,设计了喷注器试验件,并采用数值仿真和热试验的方法对气氢/液氧喷注器的喷雾燃烧流场进行了研究。数值仿真选取试验件的1/6进行三维稳态计算,其中湍流模型采用SST k-ω模型、化学反应采用考虑氢氧6组分9步反应机理的涡耗散概念模型、液氧液滴采用离散相模型,共进行了2.8~9.8 MPa范围内8种典型工况的数值仿真。热试验采用气氢/液氧推进剂,进行了4.5 MPa、5.4 MPa和6.8 MPa这3种不同室压工况共4次挤压热试验,采用量热式水冷身部对燃烧室壁面热流进行了测量。仿真和试验结果表明:对于气氢/液氧同轴直流喷注器,在混合比、氢氧温度和喷注速度相同的情况下,当室压大于液氧临界压力时的燃烧流场具有相似性;而室压小于液氧临界压力时的燃烧流场与大于临界压力的燃烧流场结构存在差异。 相似文献
993.
994.
固体火箭发动机长尾喷管外围通常放置舵机等控制系统,为了满足控制系统的工作温度要求,设计了一种用于长尾喷管段的新型热防护复合结构。长尾段隔热层采用具有低热导率、低密度特点的二氧化硅气凝胶材料。首先建立了气凝胶材料热导率计算模型,并对高温环境气凝胶材料导热性能进行测试。随后结合气凝胶材料热导率计算,建立了长尾喷管的热防护复合结构模型,并对喷管热防护结构模型进行了瞬态传热分析和力学性能分析。结果表明,喷管热防护结构设计满足材料力学性能。在发动机工作20 s后气凝胶材料可以将喷管的长尾段外壳壁面温度控制在320 K以下。相较于传统的高硅氧酚醛隔热材料,气凝胶材料隔热效果表现更优,且可以有效减少喷管热防护结构的消极质量。 相似文献
995.
2007年2月26日,世界最大的造船企业韩国现代重工宣布赢得一份合同,2008年前在韩国全罗南道Naro航天中心建造一座火箭发射平台。现代重工将建造地面和地下平台、设备、燃料加注系统和控制室。该发射平台能够容纳2枚火箭,将与俄方专家共同设计。韩国官员认为建造发射台最重要之处在于韩国将掌握火箭发射知识。目前,韩国主要依靠俄罗斯技术。如果韩国2008年成功从Naro航天中心发射卫星,它将成为第9个具备太空发射能力的国家。Naro航天中心的建设工作从2000年开始,耗资约2.85亿美元,目前已完成90%的建设工作。该航天中心将成为世界上第26个发射基地。 相似文献
996.
为探究低温环境下单组元300N发动机的工作特性,揭示影响发动机低温性能的主要影响因素,以300N发动机为试验对象,开展了模拟飞行工况的发动机低温试验。给出了低温试验研究方法,分别从温度差异对发动机性能影响、催化剂活性差异对发动机低温启动特性影响和低温对电磁阀响应特性影响等方面获得研究结果。结果表明,低温是影响发动机低温性能的主要影响因素,-48℃条件催化剂无法完成推进剂的催化分解,发动机发生爆炸;-30℃条件下起活时间为80.5~87.5ms,发动机可正常启动,且启动温度与起活时间呈指数关系;催化剂批次差异也对发动机低温工作性能产生一定影响,不同批次催化剂低温起活时间的差异可达91ms;低温试验过程中,电磁阀的关闭受到低温推进剂粘性和背压的影响,产生了明显的迟滞现象,延迟时间约100ms,对发动机在轨的精准控制存在一定影响。 相似文献
997.
针对液体火箭发动机离心轮、涡轮静子等厚度变化大的复杂激光选区熔化成形(SLM)钢构件在常规X射线胶片照相检测(RT)时,由于胶片的宽容度低造成的检测覆盖率低,存在漏检质量隐患的问题,采用射线计算机成像技术(CR)对该类变截面厚度差在5~20 mm内的钢构件进行检测。结果表明,CR检测图像宽容度是胶片照相检测的3倍,检测覆盖率高;以离心轮线状缺陷CR检测为例,且通过CT和理化检测验证证明,CR检测具有与胶片照相检测基本一致的缺陷检测灵敏度、可靠性。 相似文献
998.
分析了RBCC发动机在5.5Ma条件下不同工作模式时燃料支板所处的热环境,综合火箭射流以及二次燃烧对热环境的影响,设计了带有冷却通道的燃料支板主动热防护方案。研究发现燃料支板在火箭冲压工作模式下受火箭羽流以及二次燃烧双重加热的影响,热环境最为恶劣,燃料喷注所形成的液膜可以对支板中部起到保护作用,壁面温度沿气流方向整体呈"高-低-高"的分布趋势。在此种工作模式下开展了三种冷却通道方案的对比研究,结果表明通道数及单通道流量增加均可以降低受热严峻部位的表面温度,提高支板表面温度的均匀性,保障发动机长时间安全工作。采用开环冷却后的煤油组织燃烧,发动机比冲性能具有1.5%的提高。 相似文献
999.
1000.
吴玲琳 《民用飞机设计与研究》2018,(4):79
分析了在概念设计阶段民用飞机总体设计工作内容和工作流程,并结合时下国外在用软件优缺点,构思了民用飞机总体设计参数综合优化的技术方案,包括优化设计架构、分析模型和优化算法等,为形成具有自主知识产权的民机总体设计综合分析和优化程序打下基础。 相似文献