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991.
针对某大长径比固体火箭发动机试验过程中出现的压强异常升高、推力异常振荡、工作时间大幅缩短的现象,通过试验数据分析、声腔模态分析、大涡模拟(LES)及单项试验验证等多种手段,分析了发动机燃烧室内阻尼因助推级工作结束、喉通比减小等因素而降低,使得阻尼小于推进剂燃烧增益是导致某大长径比发动机发生不稳定燃烧的主要原因。同时,提出了可以通过优化续航级推进剂配方解决发动机不稳定燃烧。随后,通过T型燃烧器试验筛选,获得了一种低压强耦合响应函数的续航级推进剂配方,并使用该配方开展了一系列验证试验。试验结果表明,在更换压强耦合响应函数较低的新配方后,参与试验的多发发动机未发生不稳定燃烧,通过更换配方解决发动机不稳定燃烧的措施有效。 相似文献
992.
针对固体燃料超燃冲压发动机的应用背景、技术优势和发展需求,对制约固体燃料超燃冲压发动机进一步工程化应用所面临的主要关键基础技术进行系统梳理。通过对固体燃料超燃冲压发动机工作原理、点火和火焰稳定性、燃面退移速率模型、固体燃料种类、超燃冲压发动机试验台技术特点及固体燃料超燃冲压发动机工作性能的阐述,详细分析了固体燃料超燃冲压发动机技术研究的进展和难点,并对固体燃料超燃冲压发动机未来研究趋势进行了展望。研究认为,固体燃料在超声速流动下的细化燃烧反应机理还需要进行深入研究,需要建立更加完善的超声速细化燃烧模型;考虑不同的固体燃料,固体燃料配方不同,带来推力性能和燃烧效率也不一样,需要推动固体推进剂技术改良;发动机地面试验测量方式过于单一,需要发展先进的测量手段。 相似文献
993.
固液火箭发动机通常采用液体氧化剂和固体燃料作为推进剂组合,是一种具有良好应用前景的火箭动力系统。氧化剂喷注燃烧特性是固液火箭发动机性能和可靠性的决定性影响因素之一。按照喷注介质的物理聚集态,固液火箭发动机常用气体喷注器和液体喷注器两类。气体喷注器的典型喷注介质为气氧(GOX)、催化过氧化氢(H2O2),液体喷注器的典型喷注介质为液氧(LOX)、高浓度H2O2、氧化亚氮(N2O)。对国内外研究机构开展各类喷注器的高效喷注燃烧技术的代表性研究进行了分类介绍,对其典型探索性工程实践中使用的氧化剂喷注方案进行了梳理总结,分析归纳了固液火箭发动机高效喷注燃烧的主要关键技术,即氧化剂喷注稳燃技术、喷注流场高效药柱传热技术、喷注流场高效推进剂掺混技术、喷注结构长时间热防护技术。 相似文献
994.
995.
996.
997.
除冰气囊作为涡桨类飞机常用的除冰系统,评估其对全机气动特性的影响对飞行性能与安全有重要意义。基于某飞机上安装的气囊除冰系统,采用CFD 方法模拟其工作时的全机气动特性,研究气囊简化模型对计算结果的影响。结果表明:随气囊膨胀高度增加,对全机气动特性影响显著,失速迎角提前约10°,最大升力系数损失近60%,最大升阻比降低约2.9;受膨胀气囊外形影响,机翼前缘呈展向流动特征,后缘流动分离区域长度与除冰气囊的安装长度相当;机翼前缘压力分布受膨胀气囊外形的影响出现震荡,从而影响整个翼面的压力分布;随简化气囊膨胀高度增加,失速迎角最大提前约1°,最大升力系数损失约21%,最大升阻比降低约2.2。 相似文献
998.
复合材料在桨叶上广泛应用的同时使桨叶的受力、刚度特性比传统的桨叶更为复杂。为了降低桨叶工作时动应力和旋翼的振动水平,有必要对旋翼桨叶进行动力学特性分析。对旋翼总体参数及桨叶气动参数进行设计,采用CFD 方法对旋翼悬停状态进行气动特性分析,将桨叶三维非线性弹性模型分解为二维线性剖面模型和一维非线性梁模型进行动力学特性分析。结果表明:该旋翼能够成功拉起230 kg 级无人直升机,悬停效率大于0.65,工作转速下桨叶的固有频率与8 阶以下的气动激振力频率保持一定的范围,避开了转速共振区,满足桨叶动力学设计要求。 相似文献
999.
降低声爆水平是下一代超声速运输机研制需要解决的关键问题之一。低声爆优化通常使飞行器布局向着机翼后掠角增大、机翼沿机身方向分布范围增大的趋势发展,给飞行器的配平和低速特性带来不利影响。以某超声速客机基本构型为研究对象,建立基于类别/形状函数的翼身组合体参数化建模方法;基于超声速线化理论分析外形几何参数对声爆水平的影响。在此基础上,分别针对机身轮廓、机翼平面形状以及扭转角分布对该构型进行低声爆优化和俯仰力矩特性优化,并采用CFD 方法对优化结果进行校核。结果表明:与基准构型相比,在不显著增加俯仰力矩的基础上,优化构型的阻力降低了19 cts,近场过压显著降低,地面声爆响度降低5.1 PLdB。 相似文献
1000.
从产品特性分析的目的出发,在充分认识特性分析工作重要性的基础上,对国内现有相关特性分析标准进行了对比研究和常见问题进行了探讨;并通过特性分析的工作流程实践为军品研制的单位加强产品特性分析工作提供了一些思路和方法。 相似文献