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241.
采用高阶精度有限差分方法直接数值模拟了来流慢声波作用下的钝锥高超声速绕流瞬态流场,分析了自由流扰动波与流场的相互干扰,并应用Fourier频谱分析了边界层扰动波时域和空域演化.结果显示:弓形激波出现连续的“∽”变形,初始扰动被显著放大,边界层内外扰动模态存在明显差别.从空域(沿流线)演化来看,在球头附近低频扰动为主导模态,出了球头区,总扰动模态中的低频和高频成分比例迅速转变,高频模态成分显著地增大.至流场下游,大部分低频分量衰减,或者不再增长,边界层内仅存在特殊频率的不稳定波快速增长.从时域演化来看,比起其他模态,主导模态的发展对上游激励的依赖更大.无论时域还是空域演化,都存在模态竞争现象. 相似文献
242.
243.
通过对多型航空电子对抗装备中发射机的维修研究,对机载连续波大功率行波管的主要工作原理、故障模式、维修策略以及维修中的注意事项进行了简要介绍,并提出了行波管在装备后的使用维护和调试方面的一些经验和建议。 相似文献
244.
乙烯和汽油多循环脉冲爆震发动机起爆特性比较 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究脉冲爆震发动机(PDE)结构对其工作性能的影响,在内径为40mm、长为1050mm的气动阀式脉冲爆震发动机样机上,进行了气态乙烯/空气和液态汽油/空气的多循环起爆特性试验研究.研究结果表明:在25,30Hz和40Hz下都能在乙烯/空气中成功触发爆震波,40Hz下产生C-J(Chapman-Jouguet)爆震波,传播速度为1724m/s(低于C-J爆震波速度理论值1832.45m/s的5.6%),峰值压力为3.01MPa(高于C-J爆震波压力理论值2.79MPa的7.88%).在相同结构下,汽油/空气未能完成由缓燃向爆震转变的过程.通过对比两种燃料下的试验结果发现:相对于气态燃料,液态燃料受其蒸发过程的影响,在爆震管内的火焰加速缓慢,需要更多的强化燃烧装置来加速火焰,带来的总压损失也更大.因此,对于液态燃料改善雾化和蒸发,提高可爆混气的质量是其实现低阻起爆的关键. 相似文献
245.
246.
247.
双模态超燃冲压发动机由于压力扰动可能发生不起动现象,造成推力严重下降,对飞行稳定性与飞行安全具有很强的破坏性.不起动初始阶段主要受到激波与边界层相互作用引起的流动分离影响,希望通过控制分离达到改善流动的目的.采用5阶特征型WENO(weighted essentially non-oscillator)格式与3阶TVD(total variation diminishing)型Runge-Kutta(R-K)格式的高精度数值方法,求解三维Navier-Stokes(N-S)方程,研究与分析了凸起物和被动吹吸两种被动控制方法对激波与边界层相互作用导致的高超声速流动分离现象的控制效果.结果表明:凸起物通过诱导流向涡形成,改变空间压力分布,减弱二次分离,影响分离结构;吹吸方式的被动控制技术通过平衡分离区与再附区之间的高低压差,降低逆压梯度,使压力分布与分离区域发生改变. 相似文献
248.
针对某型机研制中大直径、高干涉螺栓在厚夹层结构中的安装问题,对不同安装方法进行了分析研究,提出采用应力波安装新方法。采用应力波对直径8mm、10mm、12mm的干涉螺栓进行了安装,分析了安装质量。研究结果表明采用应力波安装方法可以满足高干涉螺栓的安装技术要求。 相似文献
249.
液体火箭发动机热力组件动力学模型 总被引:3,自引:0,他引:3
为了评判不同假设条件下得出的几种热力组件动力学模型的特点和适用范围,对其频率特性进行分析,并探讨了主要参数的影响规律。对于双组元非等温燃气流,在低频范围内采用考虑熵波效应的绝热流动模型更加精确。燃烧温度与混合比关系的无量纲斜率值越大,推进剂流量波动产生的熵波影响越明显。通过在分布参数流动模型中添加指数衰减率来表示熵波随频率的增大而耗散。改进的声学模型形式简单,既能在低频范围内描述熵波,又能在高频范围表征熵波的耗散,可以在很宽的频率范围内合理地描述燃气流动的动态特性。 相似文献
250.
针对竖直管内不同工况下气液两相搅拌流内的大振幅界面波特征参数(波形、波幅、波长和频率等)及运动特性进行了实验研究,系统分析了流动参数对大振幅界面波特征参数及运动特性的影响规律。结果表明:由于重力和气流剪切力在大振幅界面波不同运动阶段的影响程度不同,大振幅界面波在运动过程中存在与气流先逆向后同向的运动特点,证明了液泛现象普遍存在于搅拌流内,揭示了造成搅拌流液膜振荡剧烈的原因;搅拌流内,大振幅界面波波形符合正态分布函数特征,且波幅较环状流内扰动波波幅大,但是波幅和波长变化趋势与环状流内扰动波变化趋势相似,即波幅和波长随着气速的增大而减小,随液量的增大而增大,且当气速较小时,临界波幅随着液量的增加逐渐趋于定值;而大振幅界面波平均产生频率随气速和液速的增大而增大。 相似文献