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以提高发散孔板冷却效率为目标,借助于红外热像仪开展了发散冷却效率实验研究,分析了孔偏转角、孔倾斜角、吹风比等因素对发散孔板冷却效率的影响。研究结果表明:发散孔倾斜角度较小时,偏转角对冷却效率的分布无明显影响;随着倾斜角增大,偏转角减小,气膜层覆盖更均匀,冷却效果变好;倾斜角为0°时,随着偏转角减小,冷却效果反而变差;随着吹风比的增加,发散孔板冷却效率增大,当吹风比达到1.8左右时,绝热冷却效率最高。小吹风比时,偏转角对冷却效果的影响比较微弱,吹风比比较大时,偏转角对冷却效果的影响才比较显著;不论偏转角多大,倾斜角为30°时的冷却效果最佳。 相似文献
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为研究改性双基推进剂(CMDB)的动态断裂特性,利用霍普金森实验技术(SHPB)对CMDB推进剂进行了冲击实验,并对实验数据的可靠性进行了校验;通过数值仿真的方法进一步验证了实验数据的有效性,获得了CMDB推进剂的动态断裂韧性;利用电镜扫描技术对试件断面进行了微观表征和分析。结果表明:CMDB推进剂在加载率58906~100056MPa·m1/2·s-1范围内,表现出明显的加载率敏感性;加载率达到105000 MPa·m1/2·s-1左右时,断裂韧性不再继续增大,反而出现下降趋势;电镜分析结果表明,CMDB推进剂加载率敏感性与其内部高氯酸铵(AP)颗粒的微观破坏机理直接相关。 相似文献
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以国产实际使用并含有添加剂的RP-3号燃油为研究对象,测量了燃油在不同温度下的密度,搭建了压力降落法实验装置,测定了5~40℃温度及3组不同压力范围下,CO2在RP-3号燃油中的溶解度,采用ASTM D2780-92标准中提供的相对密度法对溶解度进行了计算并与实验值进行了比较.结果显示:计算值与实验值有很大偏差,且随着温度上升及压力下降,该偏差增加,最大相对偏差可达到106%.根据实验值,对ASTM D2780-92中的阿斯特瓦尔德系数计算公式进行了线性修正,修正后计算的溶解度和实验值误差在10%之内.该研究结果可为绿色惰化的设计提供参考依据. 相似文献
96.
针对资源勘探等高精度应用对航空重力仪测量精度和分辨率的更高要求,在前期研究基础之上,研发了新一代采用"捷联+平台"方案的新型航空重力仪。设计了采用石英挠性加速度计和光纤陀螺的捷联式重力仪,采用了新型温度控制方案,提高了重力仪的环境适应能力。设计了稳定平台,将捷联式重力仪保持在垂直方向,隔离载机的角运动干扰,减小了重力传感器的动态误差。飞行试验表明,该方案是有效的,将航空重力仪的精度和分辨率提升到优于1mGal/3km。 相似文献
97.
98.
99.
为揭示释热分布对亚燃模态下超燃发动机性能的影响规律,对马赫数2.0,总温1100K,总压1.0MPa的来流,完成了燃烧室直连式实验和数值模拟研究。针对上游释热和下游释热条件,对比了发动机壁面压力分布,分析了内流道一维质量加权马赫数,获得了发动机部件和总体性能数据。结果表明,在总当量比相同情况下,上游释热能够获得更好的发动机性能,没有尾喷管时比下游释热获得的推力高出约18%,但在有尾喷管时只相差2.6%;对于本文构型,燃烧室和尾喷管是发动机推力的主要来源,两种释热分布下,二者产生的推力超过了发动机总推力的90%;但对于更高总当量比,上游释热可能会导致进气道不启动,需要增加下游释热获得更高的发动机性能。 相似文献
100.
航空发动机闭环控制系统的设计过程复杂且环节繁多,如果通过某平台综合多个设计过程,必然可以简化流程,提高效率.在总结国内外相关文献的基础上,针对民用涡扇发动机,在Matlab/Simulink下,利用模块化方法构建包含稳态控制器、过渡态控制器以及极限保护器的涡扇发动机闭环控制系统仿真平台,并对其进行仿真测试和硬件在回路实验.结果表明,所构建的仿真平台满足控制系统的性能和实时性要求,具有良好的工程适用性. 相似文献