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1.
本文在总结我国空空导弹发动机研制的基础上,分析空空导弹发动机尾喷流对载机的影响.同时,从导弹发动机设计的角度出发,根据国内实际水平,提出采用少烟复合固体推进剂作为今后减少尾喷流对载机影响的主要技术途径. 相似文献
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4.
针对氢氧火箭发动机羽烟紫外辐射特性参数分析,提出一种基于紫外CCD(change coupled device)相机采集的单幅辐射图像,同时反演羽烟内紫外辐射源项和吸收系数的方法.该方法将羽烟简化为发射-吸收轴对称介质,通过对辐射图像数据进行Able变换得到三维介质内辐射强度分布,利用最小二乘法将反演问题转化为使计算得到的与Abel变换得到的辐射强度误差最小的最优化问题,然后利用共轭梯度法求解该最优化问题.通过在求解正问题得到的准确值的基础上添加随机噪声,模拟辐射图像数据,分析了测量误差对算法反演精度的影响.结果表明:该算法对测量误差不敏感,能够准确的重建羽烟内的辐射源项和吸收系数分布. 相似文献
5.
用于发动机羽流试验研究的液氦热沉设计 总被引:2,自引:2,他引:2
超低温大型卧式热沉采用液氦制冷,将在国内实现热沉表面温度低于10K,主要用于航天发动机羽流效应试验,同时兼顾卫星等热真空试验.热沉主体结构为卧式圆筒型,为减小热损失,液氦热沉去掉了骨架,外部装有液氮热沉,两者采用一体化设计,液氮热沉既做液氦热沉的防辐射屏,又做液氦热沉的支撑.为增大抽速,舱体封头端设计了可拆卸的羽流吸附泵.羽流试验时液氦热沉、羽流吸附泵通液氦制冷,液氮热沉通液氮制冷,各部分热沉单独供液.对此大型热沉进行了方案设计、参数计算,对热沉预冷及稳态工况时的液氮、液氦消耗量进行了估算,分析了羽流试验时热沉抽气速率随试验工质温度的变化关系,得出液氦热沉对氮气的抽气速率可以达到107L/s量级. 相似文献
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7.
基于PISO算法,通过求解三维N-S方程,对导弹飞行过程中超声速自由来流、侧喷流及主发动机尾流进行了一体化仿真研究.得出了清晰的流场分布图,分析了侧喷流对外流场及尾流场的影响,比较了飞行速度与侧喷口位置对侧喷流作用效果的影响.结果显示:侧喷口的分布位置是决定侧喷流对尾流场影响大小的主导因素;侧喷流对尾流场的影响,随导弹... 相似文献
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直升机旋翼下洗气流对排气喷流的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
采用数值模拟方法,对旋翼下洗气流作用下的排气喷流流动特征进行了研究,分析了旋翼下洗气流速度和排气喷口方向对排气喷流流动以及排气系统引射能力的影响.研究结果表明:排气喷流受到旋翼下洗气流的作用而发生明显的向后机身下方以及旋翼转动方向的偏转,其偏转程度随旋翼下洗气流速度的增大而加剧;当排气喷口向上排气时,排气喷流在旋翼下洗气流作用下的偏转能够形成对后机身表面的撞击,排气系统的引射能力有微弱的降低,引射系数减小约0.01;而当排气喷口斜向上或侧向时,排气喷流对后机身未形成撞击,引射能力得到了一定程度的提升,引射系数最大增大0.12. 相似文献
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