搜索结果: 61-75 共查到“飞行器实验技术”相关记录364条 . 查询时间(0.44 秒)
通过能量法对某压气机风扇试验件叶片原型方案进行气弹稳定性预测,计算出该方案的颤振边界点.对其中气弹不稳定叶片的几何造型进行修改以提高气弹稳定性.通过原型和改型方案的叶片几何造型、气动性能、振动特性以及气弹稳定性的对比,从气动角度分析了压气机风扇叶片颤振的机理.获得了工程上抑制压气机风扇叶片颤振的有效手段,如增大叶片弦长、降低展弦比,增大叶片厚度、增强叶片刚性,减小攻角、改善流动状况.
实验探索了LESS(low emissions with stirred swirls)燃烧室头部出口附近的固有流动特征,及其对外界激励的响应.实验结果表明:预燃级旋流区域存在着周期性流动结构,而主燃级出口区域没有周期性流动结构;当外界激励的频率与流动固有频率耦合时,会引起预燃级流场畸变,并导致周期性流动的流速振荡幅值急剧增大.
针对某型涡轮叶片放大模型的前缘冷却结构气膜冷却效果开展了细致的实验研究,利用红外热像仪测量了叶片表面的温度场分布,分析了前缘的气膜孔倾角、吹风比、主流雷诺数等参数对绝热冷却效率和压力损失的影响.实验中前缘的3排气膜孔倾角变化范围是35°~90°,主流雷诺数变化范围是76112~142624,吹风比变化范围是0.44~2.64.结果表明:气膜孔倾角越小,前缘驻点附近的气膜覆盖效果越好;气膜孔倾角为4...
针对某型涡轮叶片放大模型的前缘冷却结构气膜冷却效果开展了细致的实验研究,利用红外热像仪测量了叶片表面的温度场分布,分析了前缘的气膜孔倾角、吹风比、主流雷诺数等参数对绝热冷却效率和压力损失的影响.实验中前缘的3排气膜孔倾角变化范围是35°~90°,主流雷诺数变化范围是76112~142624,吹风比变化范围是0.44~2.64.结果表明:气膜孔倾角越小,前缘驻点附近的气膜覆盖效果越好;气膜孔倾角为4...
为研究热射流点火对爆震管内火焰加速及爆震波触发的影响，运用34步26组分丙烷基元反应进行了二维数值模拟，获得了5种不同的热射流发生器几何结构下的爆震管内火焰传播规律及缓燃向爆震转捩(deflagration to detonation transition，DDT)的时间与距离。结果表明：爆震管中湍流在火焰加速阶段起着重要作用，在爆震波触发阶段激波与火焰相互作用占有主导地位。根据DDT过程的定义，...
对三级旋流器燃烧室进行了常压试验研究。研究首先设计研制了三级旋流器燃烧室模型和试验系统，然后在此基础上开展了不同进口速度、进口温度和油气比等参数影响三级旋流器燃烧室的流阻特性、点火特性、贫油熄火特性和燃烧效率特性等性能的试验研究。结果表明：该三级旋流器燃烧室可以在不同试验工况下顺利点火和稳定工作，点火性能基本不受进口速度的影响；总压损失系数随进口速度的增加而增大，而流阻系数随速度的增加而减小，燃烧...
数值模拟研究了主流偏角对单排圆柱型气膜孔冷却特性的影响，在气膜孔中心间距相等的计算条件下，在吹风比为1.0时，计算结果与主流和气膜孔都无偏角、主流无偏角而气膜孔有45°偏角这两种流动情况做了对比.结果显示：相对于主流和气膜孔都无偏角时，主流有45°偏角而气膜孔无偏角时气膜平均冷却效率更大，分布更均匀；相比于主流无偏角而气膜孔有45°偏角时，在气膜孔附近处，主流有45°偏角而气膜孔无偏角时气膜平均冷...
针对某冲压发动机驻涡燃烧室模型，进行了不同进口温度、进口速度系数和余气系数下燃烧室燃烧性能的试验研究，研究结果证明:随着进口速度系数的增加(0.20~0.35)，点火总油气比和贫油熄火油气比增加，燃烧效率变化不明显；随着进口温度的增加(573~773K)，点火总油气比和贫油熄火油气比下降，燃烧效率提高；随着余气系数的增加(1.1~2.1)，燃烧效率提高。试验中获得最小点火总油气比为0.0035，最...
通过在气膜孔下游不同位置设置涂有热色液晶的黑色尼龙网,根据尼龙网上的彩色无量纲温度轮廓,对圆柱孔、水滴孔和簸箕孔在吹风比为0.5,1,2下的气膜分布状况进行可视化实验研究.结果表明:气膜孔沿主流流向的扩张会降低出流平均动量,较小程度地减弱了肾形对涡强度,使气膜的覆盖范围和气膜厚度都有所增大;展向扩张使出流平均动量降低的同时使其具有展向速度分量,明显降低了肾形对涡强度,显著增大气膜覆盖范围、降低气膜...
对比分析了常规尾缘翼型与锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的基本特征,并通过线阵列的方法测量了两种尾缘结构的噪声.结果表明:锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的湍流强度以及3个方向上的湍流强度都相比于常规尾缘翼型有显著减少,声场结果显示锯齿尾缘翼型对尾缘噪声有显著减小,对前缘噪声影响很小.锯齿结构加宽了尾迹区域并加快了大涡的破碎,产生了额外的马蹄涡,湍流脉动衰减率沿着流动方向变大.
提出了在热风洞中利用红外热像来测量涡轮叶片表面温度场的方法.针对热风洞特有的干扰因素,即石英玻璃窗口的透射比随着叶片表面温度变化以及燃气中的二氧化碳和水蒸气等组分参与热辐射所带来的干扰,在取得红外热像后按照燃气工况对温度场测量结果进行综合修正.考虑到叶片表面曲率的变化,通过几何上的变换重现了实际叶片表面上的温度场.结果表明:在热风洞的叶片温度场的红外热像测量中存在着110~140K的修正量.高温燃...
研究了一种中心分级燃烧室.在某大推力航空发动机慢车工况下，采用单头部矩形燃烧室，进行了燃烧性能实验，考察了预燃级旋流杯套筒扩张角、台阶高度、预燃级气量分配对污染排放、燃烧效率和贫油熄火油气比的影响作用.实验结果表明:慢车工况下，预燃级旋流杯套筒扩张角从60°增大到100°后，NOx排放降低42%，CO和未燃碳氢燃料(UHC)排放均增加2.5倍左右，燃烧效率降低1.75%，贫油熄火油气比从0.003...
进气温度和当量比对脉冲爆轰发动机工作过程影响
脉冲爆轰发动机 欧拉-拉格朗日模型 时空守恒元与求解元方法 两相爆轰 雾化 蒸发
2015/2/6
为了研究进气温度和当量比对脉冲爆轰发动机工作过程的影响，建立了带简单化学反应的气液两相爆轰欧拉-拉格朗日模型，使用二维时空守恒元与求解元(CE/SE)方法和变步长4阶龙格-库塔法分别求解气液两相爆轰方程。计算结果表明；提高进气温度，能加速液滴雾化、蒸发，缩短燃烧转爆轰距离和时间，但是会降低爆轰波的峰值压力；当量比小于1.1时，增加当量比，能缩短燃烧转爆轰距离和时间，提高爆轰波的峰值压力，加快爆轰波...
针对端柱面组合气膜密封系统建立稳态特性的分析模型，给出基于有限元数值方法求解气膜压力分布的数值模拟方法和流程，实现端面、柱面区域的耦合求解，进而给出了端柱面组合气膜密封系统稳态特性数值模拟计算的方法。通过与Fluent软件仿真结果的比较验证数值模拟方法的正确性。重点研究膜厚与旋转轴转速对端柱面组合气膜密封系统稳态特性(端面气膜反力、柱面气膜反力、泄漏量、摩擦转矩)的影响，计算分析表明；随着膜厚的增...