搜索结果: 76-90 共查到“知识库 航空、航天推进系统”相关记录247条 . 查询时间(4.276 秒)
为了摸清新型收缩-扩张形孔在涡轮叶片上的气膜冷却特性，采用一种可进行全表面测量的稳态液晶测量技术测量了收缩-扩张形孔排在涡轮叶片模型上的气膜冷却效率分布。研究了基于叶片弦长的主流雷诺数和二次流-主流流量比对冷却效率的影响，并与叶片上圆柱形孔排的气膜冷却效率分布进行了对比。结果表明：受叶栅通道涡作用，两种孔排的射流轨迹在吸力面呈聚敛状；在压力面则呈发散状；但通道涡对收缩-扩张形孔排射流的影响较弱。收...
复合热条件下椭球形封闭腔内低压气体的自然对流
自然对流 椭球形封闭腔 低压 复合热条件
2010/3/1
以填充氦气的平流层浮空器为应用背景，对非均匀复杂热边界条件下大尺寸椭球形封闭腔内低压气体的自然对流热特性与动力学特性进行了数值模拟。以Fluent软件为基础，采用用户自定义函数(UDF)自编程技术引入外部非均匀的对流-辐射耦合热边界条件，考虑了低压气体密度对压力、温度的依赖关系。分析了不同条件下腔壁与内部气体温度、对流换热特性以及流场、压力、质心变化等动力学特性，通过数据分析，获得了腔内自然对流的...
为了有效地缩短超燃冲压发动机隔离段长度，在前期研究的等宽度平直斜楔基础上，用数值模拟的方法，研究了一种侧壁面后掠的倒置梯形涡流发生器，涡流发生器放置在隔离段进口厚附面层一侧。研究结果表明:加装倒置梯形涡流发生器后可在进出口压比相同的情况下，将隔离段长度减小40%左右，比等宽度平直斜楔多缩短5%;激波串长度随后掠角呈非线性变化，在一适当的后掠角下，激波串长度最小，它的总压恢复系数与等宽度平直斜楔处于...
星载微波辐射计天馈系统噪声温度分析
星载微波辐射计 天馈系统 噪声温度
2010/2/28
星载微波辐射计在轨运行时，影响天线温度的因素与天馈系统的空间与时 间的不稳定性有关。在最坏情况下，裸露在卫星舱外的天线物理温度的变化值可达±150℃，而且太空环境和卫星舱内环境存在一定的温度差异，使得连接天线与开关 的波导存在一定的温度梯度。依次分析了反射面对观测信号传输的影响，天线馈源物理 温度在-150℃～150℃范围内时的噪声温度，温度梯度对计算连接波导噪声温度的影响。利 用上述的分析结果，...
对一台发生空中停车的发动机进行了现场分解调查和实验室分析工作。分解发现肇事件是1组低压涡轮4级(LPT4)静子叶片，该叶片组因固定沟槽断裂而向后翘起打断所有LPT4转子叶片，并将低压涡轮部分5级(LPT5)和全部6级(LPT6)叶片打断。宏观和微观观察表明断裂的LPT4静子叶片均属于高周疲劳断裂，疲劳断裂的主要原因是固定沟槽内倒角过小。有限元法分析结果表明叶片倒角过小降低了叶片抵抗振动应力的能力;...
模态平衡法和影响系数法是转子平衡中最常用的两类方法，它们都以转子的稳态响应为基础，因此称之为“稳态平衡方法”。针对当前转子稳态平衡方法中存在的不足，提出了利用不平衡加速响应信息进行柔性转子平衡的新方法。为了描述模态不平衡相对键相槽的角位置，首次引入了模态不平衡方位角的概念，并通过转子的不平衡加速响应信息对其进行了识别；在此基础上，结合转子的模态知识，添加合理的平衡试重组，利用各阶模态试重大小与对应...
提出了面向目标任务的小卫星冷气推进系统设计方法。应用有效比冲 作为小卫星推进系统的评价指标，将贮箱质量引入到常用冷气推进剂选择标准中，建立了面 向目标任务的冷气推进方案设计方法；推导了冷气微推力器的一般设计流程；最后，对某目 标任务，设计了推力为20mN的氮气推进系统。
脉冲等离子体推力器羽流预测计算研究
DSMC／PIC流体混合算法 一维双温放电模型 脉冲等离子体推力器 羽流 返流
2010/1/15
为了能够将脉冲等离子体推力器成功地运用于空间，需对其羽流进行研究。将一维 MHD双温放电模型的计算结果作为入口条件，运用DSMC（Direct Simulation Monte\|Carlo ）／PIC（Particle in Cell）流体混合算法一体化模拟实验室PPT羽流。验证计算显示该模 型具有一体化模拟脉冲等离子体推力器羽流的能力。对不同初始放电能量下的羽流场进行模 拟，给出了离子、中性粒...
真空罐内应用的太阳模拟灯阵热设计
太阳模拟灯阵 仿真分析 热设计
2009/12/13
为了解决太阳模拟灯阵整体放在真空罐内使用时的导热问题，采用热管导热的方案，设计了专门的氙灯导热机构。
计算了液氮系统的导热能力，结果显示，真空罐液氮冷却系统的温度升高ΔＴ为２０７４１Ｋ，小于其过冷度４Ｋ，表明真空
罐液氮冷却系统完全可以将太阳模拟灯阵的热量导出。采用热管导热技术，设计了导热机构，用有限元分析法进行了热
仿真分析，分析结果表明，氙灯阴阳极温度维持在１００℃左右，氙灯灯泡维持在...
为了研究二硝酰胺铵ADN(Ammonium Dinitramide)固体推进剂燃烧物理化学过程并预测其燃 烧特性，建立一个耦合凝相-气相动力学机理的ADN燃烧模型。该模型基于凝相与气相的总连 续方程、组元连续方程、能量守恒方程及有限速率化学动力学方程而建立，并引入多组元系 统状态方程封闭方程组。模型中包含34种组元，1个固相（凝相）ADN分解总化学反应和165 个气相细节（基元）化学反应，并使用以...
航天火工机构可靠性的强化试验验证方法
航天火工机构 “应力-强度”模型 强化试验 可靠性验证
2009/11/26
针对性能参数服从正态分布的一类航天火工机构，参照“应力-强度”模型，提出了一 种强化试验的小子样可靠性验证方法。试验中将火工机构性能参数置于相对额定条件更为严 酷的条件下，用传统的成败型试验方法评估其可靠性，然后结合火工机构的力学特性推导出 它在额定条件下的可靠性。公式的计算验证表明：利用本方法，在0.95的置信度下，只需要 少于10次的试验就能够评定0.9999～0.99999的可靠性。最后，文...
霍尔推力器振荡问题的研究综述
等离子体振荡 霍尔推力器
2009/11/26
自前苏联1971年将霍尔推力器成功地应用以来，霍尔推力器以其优异的性能，在卫星 轨道保持和变轨运行过程中成为最佳动力装置之一，由于霍尔推力器自身工作原理所产生的 等离子体振荡，其频率从几十kHz到几GHz，包含推力器中各种物理现象、与推力器中粒子电 离、加速、传导等等离子体微观物理过程息息相关，一直是该领域的研究热点和焦点问题。 系统总结了各国主要研究机构对于霍尔推力器振荡问题的理论和实验研究成果...
大叶顶间隙高效率火箭发动机涡轮设计
液体火箭发动机 涡轮
2009/10/27
补燃循环液体火箭发动机富氧燃气涡轮叶顶间隙大的特点，导致损失很大。为了提高效率，设计中采取了低的级反力度（012）、小的静叶出口气流角（13°）、静叶弯曲15°以及加迷宫围带结构等措施。涡轮的空气试验表明，设计点涡轮效率达83%。
复合固体推进剂双参数断裂准则研究
复合推进剂 损伤 断裂准则
2009/10/27
针对复合固体推进剂裂纹尖端的损伤特性，基于Dugdale模型建立了一个复合固体推进剂双参数断裂准则。通过单轴拉伸试验和单边断口断裂试验求得了双参数断裂准则中的两个材料参数。利用该准则对含有不同长度裂纹试件的破坏载荷进行预估，其结果与试验结果吻合得很好。