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  • 简介:介绍了短环燃烧流量分配的计算方法和程序,指出了该方法的特点,即将计算战面移到了压气机出口,引入了扩压器的计算,考虑到帽罩的存在对头部进气量进行了修正。同时提供了一些新的经验关系式,并对其应用前景做了评价。

  • 标签: 航空发动机 短环燃烧室 流量分配 计算方法 计算程序
  • 简介:气候实验飞机结冰试验是验证飞机防/除冰系统功能的有效方法,对飞行安全具有重要意义。本文简单介绍了气候实验飞机冻云结冰试验,以适航验证和气候实验结冰试验考核的内容为出发点讨论了气候实验飞机结冰试验条件、试验方法以及组成系统,最后对气候实验飞机结冰试验技术进行了讨论和展望。

  • 标签: 飞机结冰 试验技术 气候实验室 适航
  • 简介:火星极地登陆舱(MPL)太空飞船使用的单组元肼分解推力控制飞船向火星表面的下降过程。1999年火星气候轨道器太空飞船失败之后,对火星极地登陆舱(MPL)太空飞船的设计重新进行了全面的评估。作为该评审的一部分,对下降推力及其催化剂床在0~-30℃变化时的推力工作情况进行鉴定试验。试验于1999年10月~11月在通用动力公司(GD)太空推进系统分公司(即先前的PRIMEX航空公司、olin航空公司和有名的火箭研究公司)进行。试验证明推力在其催化剂床温度为-28℃时能够可靠工作。

  • 标签: 姿控发动机 单组元推力室 试验
  • 简介:为研究微小推力的工作特点,建立了双组元微小推力的地面实验装置和数据采集系统。在内径为4mm,喉部直径为0.4mm的微小推力室内,采用氧气和甲烷气体作为推进剂进行了点火热试车.实时测量燃烧压力和壁面的温度分布。实验结果表明,在富燃工况下.随着混合比的升高.燃烧温度和燃烧压力逐渐升高;当混合比一定时,随着总流量的增加,燃烧压力增加,微小推力的推力和比冲也在升高。微小推力的真空推力达到120mN.真空比冲达到了240s。

  • 标签: 微小推力室 双组元火箭发动机 热试车 甲烷 氧气
  • 简介:针对火箭基组合循环(RBCC)动力系统引射火箭喷管的工作状况,采用准一维方法,假设引射模态火箭推力喷管内在某些条件下产生的激波为正激波,分析了正激波的存在条件及其对RBCC动力系统性能的影响.结果表明:引射火箭推力压越低或飞行器飞行马赫数越高,引射火箭喷管内越易产生正激波;火箭喷管正激波的产生对RBCC动力系统引射性能及比冲特性有一定影响.

  • 标签: RBCC 引射模态 火箭推力室喷管 正激波
  • 简介:通过对气候环境实验制冷系统和载冷系统的特性分析,提出制冷剂和载冷剂的选用原则。对常用制冷剂和载冷剂的物性分别进行对比分析,综合考虑环保性、制冷内循环特性、循环风系统和空气补偿系统对冷媒的要求等因素优选了制冷剂和载冷剂,以适用于大型气候环境实验制冷系统。本文提出的冷媒介质应用于大型气候环境实验是合理可行的,本文的选择分析对同类大型气候环境实验制冷系统的制冷剂和载冷剂的选择具有一定的指导意义。

  • 标签: 制冷剂 载冷剂 气候环境实验室 循环风系统 空气处理系统
  • 简介:本文基于飞机构造及全球太阳辐射热环境地域划分,通过对国内外各行业太阳辐射试验标准、环境工程标准、全球气候环境数据以及美国开展的飞机实验太阳辐射试验文献资料分析,阐述了飞机受太阳辐射环境引起的环境效应,界定了飞机实验太阳辐射试验目的。提出了试验设施需求、试验过程设计及试验结果评估准则。

  • 标签: 太阳辐射试验 辐照度 光谱分布
  • 简介:简述了过氧化氢作为火箭推进剂的优点,重点介绍了近几年陕西动力机械设计研究所在过氧化氢单组元推力和双组元发动机推力研制中取得的进展.设计了几种过氧化氢单组元推力并进行了试验;进行了过氧化氢/煤油双组元火药点火试验;进行了催化点火技术的研究,27次点火试验全部取得成功;设计并生产了几种双组元推力,对过氧化氢/煤油自燃点火技术进行了研究,累计进行了500余次点火试验;采用37kN推力分别进行了90%过氧化氢/煤油的火药点火试验和自燃点火试验,试验获得了成功.

  • 标签: 过氧化氢 推力室 催化分解 点火
  • 简介:针对液氧煤油液体火箭发动机,采用全尺寸六分之一网格,设置周期性边界条件的简化模型,计算得到了喷注器面径向隔板喷嘴交错排列时推力室内三维非稳态两相湍流燃烧流场分布,与全尺寸网格计算结果基本一致,验证了算法与简化模型的有效性,并与喷注器面径向隔板喷嘴直线排列时推力燃烧流场计算结果进行了对比。结果表明,采用全尺寸六分之一网格,也可较好地数值模拟推力室内燃烧流场;径向隔板喷嘴交错排列,不但有利于延长煤油和氧气的混合时间,使混合更加充分,提高燃烧效率和燃烧压力,而且可增加喷嘴空间分布的均匀性,使燃烧中雾化粒子分布更均匀,从而提高温度分布的均匀性。

  • 标签: 液氧煤油火箭发动机 喷雾燃烧过程 全尺寸数值仿真 隔板喷嘴排列方式
  • 简介:摘要:通过对大型气候环境实验进行系统划分,梳理工艺系统组成,分析试验任务对试验控制、试验测试、数据管理和试验展示等功能的需求,选择当下主流的工业自动化过程控制方式,搭建了实验的综合控制管理系统架构,进而指导该系统详细设计工作的顺利开展。

  • 标签: 气候环境实验室 控制管理系统 功能需求 系统架构 网络结构
  • 简介:在液氢冷却的火箭燃烧室里,对高深宽比(槽高比槽宽)冷却通道的冷却效果进行了分析研究。对不同的冷却通道设计在燃气侧壁温和冷却剂压降方面的影响进行了评估。冷却剂通道的设计,包括燃烧应用高深宽比冷却通道的长度、冷却剂通道的数量和冷却剂通道的形状。用火箭热计算(RTE)规则二维动力学(TDK)规则对七种冷却剂通道进行了联合研究。最初研制的每种冷却通道没有考虑制造因素,只考虑减少来自常规冷却通道的燃气侧壁温。这些设计产生的燃气侧壁温比给定基础下降了22%,冷却剂压降只在原基础上提高了7.5%。七种设计的冷却通道都用铣加工制造。制造后产生的燃气侧壁温比给定的基础降低了20%,冷却剂压降增加不到2%。在整个燃烧室长度上都用高深宽比冷却通道的设计在燃气侧壁上得到的好处,并没有超过只在喉部区域使用高深宽比冷却通道的设计,但冷却剂压降却增加了33%。高深宽比冷却通道在冷却压降增加不到2%的条件下,至少可以降低燃气侧壁温8%,这与冷却通道的形状无关。在降低燃气侧壁温方面得到的好处最大,且冷却剂压降增加最小的设计是采用分叉冷却通道,并在喉部区域采用高深宽比冷却通道的设计。

  • 标签: 火箭发动机 燃烧室冷却
  • 简介:从理论上分析了燃烧压力振荡引起喷嘴出口流量振荡的振荡传递.推导了振荡传递过程的传递函数。讨论带有各种喷嘴的燃烧的动态特性,计算了燃烧压强、喷嘴压降、喷嘴类型及结构尺寸对燃烧压力振荡引起喷嘴出口流量振荡的影响.得到了喷嘴在此传递过程中的影响规律。

  • 标签: 液体火箭发动机 喷嘴 供应系统 燃烧室
  • 简介:为验证可调谐二极管激光吸收光谱(TDLAS)技术,在航空发动机燃烧燃烧流场测量领域的适用性,以自主设计的高温升模型燃烧为研究对象,结合多光路正交布网的测量方法,对燃烧出口的燃气温度进行测量,并利用层析算法实现测量截面的二维分布重建,同时采用固定的温度探针进行测量与对比验证。结果表明,采用TDLAS结合层析重建的方法,基本能获得具有时间分辨的燃烧出口温度分布的主要特征,可以区分高温区和低温区,但单线测量和场分布重建精度还有待于进一步提高。进一步优化该系统,可用于航空发动机燃烧出口温度和组分浓度分布测量。

  • 标签: 可调谐二极管吸收光谱(TDLAS) 航空发动机 燃烧室 出口温度场 多光路正交 试验验证
  • 简介:简要介绍了我国在航空噪声与振动强度试验技术领域的发展。从试验任务需求、实验建设和试验技术发展等方面论述了我国在航空噪声与振动强度试验技术领域的成就及发展趋势。

  • 标签: 试验技术 实验室建设 振动强度 噪声 航空 动强度试验
  • 简介:在实验模拟冻雾和冻雨环境中开展飞机冻雾和冻雨试验是暴露飞机冻雾和冻雨环境适应性问题的有效手段。为了满足飞机冻雾和冻雨试验需求,设计了一套集成的冻雾和冻雨模拟系统,并采用特殊电缆、导弹天线罩、襟翼等部件开展了冻雾和冻雨模拟效果验证试验,试验结果表明,设计的冻雾和冻雨模拟系统能有效地模拟冻雾和冻雨环境。

  • 标签: 冻雾 冻雨 能见度 喷嘴 喷雾架 结冰厚度
  • 简介:基于Fluent两相反应流场计算平台,采用涡耗散概念模型,对典型亚燃冲压发动机燃烧的两相反应流场进行三维数值模拟计算。重点研究温度场影响下的燃油气相分布,计算给出气相燃油在火焰稳定装置前后以及内部的分布,得到燃油在亚燃冲压发动机燃烧室内分布的一般规律。计算发现,稳定装置内部及近后方燃油分布较富,到达火焰峰以后,燃油浓度急剧下降。计算预测径向蒸发管后壁面与最外环蒸发管内的燃油富集,而中间环蒸发管燃油分布较贫,计算结果与燃烧试验结果一致。

  • 标签: 亚燃冲压发动机 燃烧室 燃油浓度 涡耗散概念模型
  • 简介:5kN摇摆发动机推力采用再生冷却身部,为检验推力冷却方案设计的合理性,对5kN再生冷却发动机推力进行传热计算,分析了再生冷却的影响因素,并针对发动机设计提出了相应的改进措施,改进后的发动机热试车工作正常,表明了改进工作的有效性。

  • 标签: 再生冷却 传热 热试车
  • 简介:以旋流燃烧为研究对象,通过数值模拟提取火焰体积数据,将仅用于描述贫熄实验数据规律的火焰体积法发展为预测贫熄特性的方法。该方法以临熄火时的火焰体积代替传统预测方法中的火焰筒体积,提高了贫熄预测的精度与通用性。在保证预测精度的前提下,基于流动相似原理,将改进的火焰体积法推广到高温高压工况。分析了旋流器、主燃孔等的流通面积对贫熄特性的影响,发现旋流器空气流量对贫熄特性具有十分重要的影响。不论是改变旋流器流通面积,还是改变主燃孔流通面积,只要导致旋流器空气流量比例增大,贫熄油气比就增大;反之则减小。在研究的基准工况下,贫熄油气比的预测误差在±24%以内,远小于相同工况下传统模型-90%以上的预测误差。

  • 标签: 航空发动机 燃烧室 贫油熄火特性预测 火焰体积法 火焰筒结构 高温高压