期刊文献+
共找到110篇文章
< 1 2 6 >
每页显示 20 50 100
面向商业航天应用的低成本霍尔电推进系列产品开发实践
1
作者 贾艳辉 高俊 许磊 《质量与可靠性》 2024年第5期32-37,共6页
商业航天发展已经迎来了重大的窗口期和机遇期,对产品低成本、短周期和批量化的需求明显,与集团公司新时期产品化工作要求不谋而合。面向商业航天对高性能、低成本的新型动力应用需求,以产品化工作为主线,通过优化霍尔电推进产品型谱架... 商业航天发展已经迎来了重大的窗口期和机遇期,对产品低成本、短周期和批量化的需求明显,与集团公司新时期产品化工作要求不谋而合。面向商业航天对高性能、低成本的新型动力应用需求,以产品化工作为主线,通过优化霍尔电推进产品型谱架构、基础模块和技术共用、数字化仿真支持产品正向设计、组批投产分组生产、优化自动测试流程和货架标准构建等手段,探索并初步形成商业航天霍尔电推进产品研制流程,现已交付用户数十台/套霍尔电推进产品,初步形成了规模化、低成本的商业航天电推进产品研制生产能力。 展开更多
关键词 商业航天 低成本 霍尔电推进 产品开发
在线阅读 下载PDF
航天动力系统分析软件发展途径思考
2
作者 尚现伟 秦政 +1 位作者 金平 蔡国飙 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第2期1-14,共14页
航天动力系统分析软件是推进航天技术发展的重要基石,但目前国内相关软件与国外前沿还存在较大差距,亟待明确我国高水平自主可控的航天动力系统分析软件的发展方向。首先对大型通用分析软件的发展历程进行了系统梳理,剖析了其发展趋势;... 航天动力系统分析软件是推进航天技术发展的重要基石,但目前国内相关软件与国外前沿还存在较大差距,亟待明确我国高水平自主可控的航天动力系统分析软件的发展方向。首先对大型通用分析软件的发展历程进行了系统梳理,剖析了其发展趋势;并进一步分析了航空发动机领域中使用的典型分析软件发展规律与特征;通过借鉴上述软件的研发经验,结合目前航天动力系统分析软件的发展现状,提出了我国相关软件的发展方向与发展途径。研究建议,分3个阶段逐步突破具有航天动力特色的通用仿真平台开发、软件模型与求解器研发、数据融合与管理这3大方向,最终形成多领域、多物理场、多维度、智能化并集成数据融合管理的航天动力系统智能化分析软件体系,为我国航天技术的稳健发展提供有力支撑。 展开更多
关键词 航天动力系统 工业软件 模型与求解器 CAE 智能化
在线阅读 下载PDF
大气压等离子体流动控制实验 被引量:34
3
作者 李应红 吴云 +2 位作者 宋慧敏 张朴 魏沣亭 《空军工程大学学报(自然科学版)》 CSCD 北大核心 2006年第3期1-3,共3页
进行了大气压等离子体流动控制初步实验。在等离子体激励器表面产生了大气压等离子体,验证了不对称布局等离子体激励器诱导边界层加速的现象;发现了一个不对称布局的激励器和一个对称布局的激励器并联、垂直布置的情况下,不对称布局激... 进行了大气压等离子体流动控制初步实验。在等离子体激励器表面产生了大气压等离子体,验证了不对称布局等离子体激励器诱导边界层加速的现象;发现了一个不对称布局的激励器和一个对称布局的激励器并联、垂直布置的情况下,不对称布局激励器表面边界层加速现象消失,对称布局激励器表面边界层发生了旋涡运动;验证了等离子体激励抑制翼型失速分离的有效性。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 大气压等离子体 流动控制 放电 实验
在线阅读 下载PDF
等离子体激励抑制翼型失速分离的实验研究 被引量:38
4
作者 李应红 吴云 +2 位作者 张朴 苏长兵 宋慧敏 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2008年第3期372-377,共6页
进行了低速、低雷诺数条件下等离子体激励抑制NACA0015翼型失速分离的实验研究,研究了等离子体激励电压、激励电极数目和激励位置对流动分离抑制效果的影响。在翼型吸力面敷设不对称电极布局的等离子体激励器。在来流速度为4.27m/s,雷... 进行了低速、低雷诺数条件下等离子体激励抑制NACA0015翼型失速分离的实验研究,研究了等离子体激励电压、激励电极数目和激励位置对流动分离抑制效果的影响。在翼型吸力面敷设不对称电极布局的等离子体激励器。在来流速度为4.27m/s,雷诺数为4.96×104的情况下,未施加等离子体激励时,从攻角为9°起翼型吸力面发生显著的前缘流动分离;施加等离子体激励后,流动分离在攻角小于26°的情况下均能很好地重附到翼型吸力面表面。实验表明,流动分离越严重,对等离子体激励的强度要求也越高,等离子体激励的电压和电极组数也必须相应增大;给定的流动分离状态下,等离子体激励的电压和电极组数存在一个阈值;等离子体激励的最佳位置在流动分离起始点的前缘;雷诺数增大后,流动分离更难抑制。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 等离子体激励 翼型 失速分离 流动控制
在线阅读 下载PDF
预冷组合动力高超声速空天飞机关键技术研究进展 被引量:24
5
作者 邓帆 谭慧俊 +2 位作者 董昊 付秋军 尘军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第1期1-13,共13页
为进一步加快反应时间、降低发射成本,各国加大了对可重复使用组合动力空天飞机的研发。英国采用预冷组合发动机SABRE的高超声速空天飞机Skylon项目在宽速域组合动力方面已取得突破性进展。本文首先对其动力系统中的关键技术如轻质高效... 为进一步加快反应时间、降低发射成本,各国加大了对可重复使用组合动力空天飞机的研发。英国采用预冷组合发动机SABRE的高超声速空天飞机Skylon项目在宽速域组合动力方面已取得突破性进展。本文首先对其动力系统中的关键技术如轻质高效空气预冷器、内循环换热系统以及高度补偿集成喷管进行了介绍;然后分析了面对不同任务需求的各阶段总体方案迭代,重点关注高空低密度条件下的高速布局设计、气动相关问题以及热防护措施;最后对载荷投放成本进行了横向比较,并阐述了欧空局对其作为下一代欧洲空天运输系统的任务规划。 展开更多
关键词 组合动力 空天飞机 空气预冷器 任务规划
在线阅读 下载PDF
超燃冲压发动机控制方法 被引量:12
6
作者 于达仁 常军涛 +2 位作者 崔涛 唐井峰 鲍文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期764-772,共9页
针对超燃冲压发动机地面试验和飞行试验的需求,本文论述了超燃冲压发动机控制的基本问题。在对这些基本问题认识的基础上,初步给出了超燃冲压发动机控制系统的基本框架,探索了控制任务的解决方案。主要包括推力控制、燃烧模态控制、进... 针对超燃冲压发动机地面试验和飞行试验的需求,本文论述了超燃冲压发动机控制的基本问题。在对这些基本问题认识的基础上,初步给出了超燃冲压发动机控制系统的基本框架,探索了控制任务的解决方案。主要包括推力控制、燃烧模态控制、进气道控制、调节/保护多回路切换控制和发动机/飞行器一体化协调控制。最后对超燃冲压发动机控制未来发展进行了展望。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 超燃冲压发动机 建模 控制 监测
在线阅读 下载PDF
临近空间高超声速飞行器关键技术及展望 被引量:114
7
作者 黄伟 罗世彬 王振国 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期1259-1265,共7页
随着各国对提高军队通信、反应和作战能力的需求与日俱增,发展临近空间高超声速飞行器技术的重要性愈发明显。综述了临近空间高超声速飞行器国内外的发展现状与趋势,系统全面地分析了发展临近空间高超声速飞行器的关键技术,包括总体设... 随着各国对提高军队通信、反应和作战能力的需求与日俱增,发展临近空间高超声速飞行器技术的重要性愈发明显。综述了临近空间高超声速飞行器国内外的发展现状与趋势,系统全面地分析了发展临近空间高超声速飞行器的关键技术,包括总体设计技术、气动力和气动热技术、高温长时间热防护技术、高精度GNC技术、有效载荷抛撒技术以及发动机技术。在此基础上,最后提出了适合我国国情的临近空间高超声速飞行器技术的发展设想。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 高超声速飞行器 临近空间 关键技术
在线阅读 下载PDF
基于改进粒子群算法的航空发动机状态变量建模 被引量:16
8
作者 苗卓广 谢寿生 +3 位作者 吴勇 朱李云 王磊 陈长发 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期73-77,共5页
为了克服现有航空发动机状态变量建模过程中的不足,采用了一种改进粒子群算法建立航空发动机状态变量模型。首先改进了粒子群算法,提出一种每个粒子根据自身适应值动态调整其惯性系数方法来平衡搜索性能;对群体最优位置进行实时的代内... 为了克服现有航空发动机状态变量建模过程中的不足,采用了一种改进粒子群算法建立航空发动机状态变量模型。首先改进了粒子群算法,提出一种每个粒子根据自身适应值动态调整其惯性系数方法来平衡搜索性能;对群体最优位置进行实时的代内更新以提高搜索速度;为避免陷入局部最优,在最优个体附近进行随机搜索。其次利用该算法建立航空发动机状态变量模型,根据航空发动机在稳态点处的线性化模型应与在该同一稳态工作点处的非线性模型响应一致的原则构造适应值函数,仿真结果表明所建立的状态变量模型不论是稳态过程还是动态过程都与非线性模型响应基本一致,建模精度较高,建立过程简便。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 航空发动机 状态变量模型 建模 粒子群算法
在线阅读 下载PDF
进气畸变下低速轴流压气机失速起始特性试验 被引量:9
9
作者 屠宝锋 胡骏 +1 位作者 王志强 李亮 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期428-432,437,共6页
为探索进气畸变对压气机失速起始特性的影响,本文以一台双级低速轴流压气机为研究对象,对均匀进气和多种进气畸变形式下的失速起始特性进行了详细研究。进气畸变包括1×90°稳态单波、2×90°稳态双波和1×90°... 为探索进气畸变对压气机失速起始特性的影响,本文以一台双级低速轴流压气机为研究对象,对均匀进气和多种进气畸变形式下的失速起始特性进行了详细研究。进气畸变包括1×90°稳态单波、2×90°稳态双波和1×90°周向旋转单波3种形式,压气机转速为600 r/min和800 r/min。试验结果表明,在均匀进气和固定进气畸变条件下该压气机均表现为模态波式失速起始特征,而在旋转畸变时观察不到失速前扰动信号。均匀进气时,失速前20~30个转子旋转周期即可观察到模态波的存在,其传播速度等于42%转子转速,并诱导产生旋转失速团,而且在失速发展过程中,失速团旋转速度保持不变。稳态进气畸变时,也是由模态波诱导产生旋转失速,但在失速团发展过程中,失速团的旋转速度会发生变化。旋转进气畸变时,失速前检测不到42%转子转速的模态波扰动,也没有发现尖脉冲扰动。 展开更多
关键词 航空航天推进系统 压气机 进气畸变 失速起始 试验
在线阅读 下载PDF
采用钝体式孔板淬熄的富油-淬熄-贫油驻涡燃烧室排放性能试验研究 被引量:10
10
作者 蒋波 何小民 +3 位作者 金义 吴泽俊 丁国玉 宋耀宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期675-683,共9页
设计研制了采用钝体式孔板淬熄装置进行淬熄作用的富油-淬熄-贫油(Rich-quenchlean,RQL)驻涡燃烧室(Trapped-vortex Combustor,TVC)模型和试验系统,实现了富油燃烧-快速淬熄-贫油燃烧的分级燃烧。在常压状态下采用RP3航空煤油作为燃料... 设计研制了采用钝体式孔板淬熄装置进行淬熄作用的富油-淬熄-贫油(Rich-quenchlean,RQL)驻涡燃烧室(Trapped-vortex Combustor,TVC)模型和试验系统,实现了富油燃烧-快速淬熄-贫油燃烧的分级燃烧。在常压状态下采用RP3航空煤油作为燃料开展了排放试验研究,分析并总结了当量比(包含总当量比和富油区当量比)、进口速度(马赫数)和进口温度等参数对采用钝体式孔板淬熄的RQL-TVC排放性能的影响。研究结果表明:不同进口温度或进口马赫数条件下,随着当量比的增大,氮氧化物(NOx)的排放指数(Emission Index,EI)呈现出先急剧升高,然后急剧下降并趋于平缓的趋势,在富油燃烧区当量比为1.1左右达到峰值,一氧化碳(CO)的EI值先保持平稳而后急剧下降,未燃碳氢化合物(UHC)的EI值呈现连续降低的趋势,燃烧效率持续增大,燃烧效率均高于95%,最大值达99%以上;进口温度较高或进口马赫数较小时,UHC和CO的EI值均较小,燃烧效率较高,而NOx的EI值较大,反之亦然。 展开更多
关键词 航空推进 燃烧 富油-淬熄-贫油驻涡燃烧室RQL-TVC 排放指数EI
在线阅读 下载PDF
主燃孔对模型燃烧室流场的影响 被引量:11
11
作者 党新宪 赵坚行 +2 位作者 颜应文 刘勇 张靖周 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期24-28,41,共6页
为了深入了解主燃孔参数变化对双级轴向旋流器模型环形燃烧室内气流组织与气动性能的影响,采用PIV测速仪对该燃烧室内冷态和液雾燃烧流场进行测量,试验研究在冷、热态情况下不同主燃孔参数对模型燃烧室内回流区的形成、轴向平均速度u,... 为了深入了解主燃孔参数变化对双级轴向旋流器模型环形燃烧室内气流组织与气动性能的影响,采用PIV测速仪对该燃烧室内冷态和液雾燃烧流场进行测量,试验研究在冷、热态情况下不同主燃孔参数对模型燃烧室内回流区的形成、轴向平均速度u,轴向脉动速度Urms,雷诺剪切应力u′v′分布的影响。研究结果表明:主燃孔参数变化对燃烧室内冷、热态流场有着重要的影响;燃烧室在燃烧情况下所得的中心回流区长度要比冷态短,但回流负速度、脉动速度和雷诺应力都明显大于冷态,所得的研究结果可为燃烧室优化设计提供有用的依据。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 环形燃烧室 双级轴向旋流器 液雾燃烧流场
在线阅读 下载PDF
航天器推进系统模块化建模方法 被引量:8
12
作者 晏政 刘泽军 +1 位作者 程玉强 吴建军 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期28-32,共5页
为了研究由复杂增压气路和推进剂供应管路组成的航天器推进系统的动力学问题,基于AMESim软件平台,构建了模块化、可扩展的航天器推进系统仿真模型UPSSim。模型中,增压气路采用分段集中参数模型,推进剂供应管路采用分布参数模型,并考虑... 为了研究由复杂增压气路和推进剂供应管路组成的航天器推进系统的动力学问题,基于AMESim软件平台,构建了模块化、可扩展的航天器推进系统仿真模型UPSSim。模型中,增压气路采用分段集中参数模型,推进剂供应管路采用分布参数模型,并考虑了系统各组件与环境的换热。对某型轨控发动机的变轨过程进行了仿真,UPSSim能准确模拟该发动机变轨过程中系统参数的变化,计算结果与设计性能参数、飞行遥测数据吻合较好。仿真结果表明,本文所采用的模块化建模与仿真方法适用于复杂管网的建模,在航天器推进系统仿真建模与仿真领域具有较好的应用前景。 展开更多
关键词 航天器推进系统 系统动力学 模块化建模 AMESIM
在线阅读 下载PDF
航空发动机神经网络自学习PID控制 被引量:9
13
作者 姚华 袁鸯 +1 位作者 鲍亮亮 孙健国 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期313-316,共4页
将神经网络与传统的PID控制相结合,构成神经网络自学习PID控制,用神经网络在线整定PID控制器的比例、积分及微分三个参数,使被控对象跟踪理想参考模型的输出。该系统具有自学习能力,能适用于非线性、时变的被控对象。将神经网络自学习PI... 将神经网络与传统的PID控制相结合,构成神经网络自学习PID控制,用神经网络在线整定PID控制器的比例、积分及微分三个参数,使被控对象跟踪理想参考模型的输出。该系统具有自学习能力,能适用于非线性、时变的被控对象。将神经网络自学习PID控制方法用于航空发动机全包线控制以及蜕化发动机的控制,进行了数字仿真,验证了该方法的有效性。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 神经网络 PID控制 自学习^+
在线阅读 下载PDF
基于自相关函数的压气机气动不稳定监测方法 被引量:9
14
作者 宋慧敏 李应红 +2 位作者 吴云 魏沣亭 张朴 《空军工程大学学报(自然科学版)》 CSCD 北大核心 2005年第3期7-9,共3页
对某型涡喷发动机节流过程中压气机的气动不稳定问题进行了分析研究。研究发现,对应不同的发动机工作状态,压气机第一级静子机匣壁面静压脉动分量的自相关函数形式上有很大差异,可以反映不同工况下压气机第一级转子端部的流动情况。定... 对某型涡喷发动机节流过程中压气机的气动不稳定问题进行了分析研究。研究发现,对应不同的发动机工作状态,压气机第一级静子机匣壁面静压脉动分量的自相关函数形式上有很大差异,可以反映不同工况下压气机第一级转子端部的流动情况。定义了自相关函数特征值μ来量化这种变化。实时检测μ值的变化可以监测该型发动机节流过程中压气机的气动不稳定征兆。所提出的算法具有运算量小、运算速度快的优点,可用于工程实际。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 机匣壁面静压 自相关函数 压气机
在线阅读 下载PDF
炮射导弹发射过程中装药衬垫材料对抗过载能力的影响计算分析 被引量:10
15
作者 隋欣 魏志军 +1 位作者 王宁飞 毕世华 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期709-713,共5页
采用基于Total Lagrangian方法的3维粘弹性大变形增量本构关系,用有限元方法对某轴向高过载下的固体火箭发动机装药在发射过程中的应力进行了数值模拟计算。分析了装药底面的衬垫材料、衬垫厚度以及载荷持续时间对装药内部等效应力的影... 采用基于Total Lagrangian方法的3维粘弹性大变形增量本构关系,用有限元方法对某轴向高过载下的固体火箭发动机装药在发射过程中的应力进行了数值模拟计算。分析了装药底面的衬垫材料、衬垫厚度以及载荷持续时间对装药内部等效应力的影响。结果表明:随着衬垫材料泊松比的提高,装药内部等效应力有下降趋势;泊松比小于0.49时,装药内部等效应力随弹性模量增加略有增加,泊松比0.49时,装药内部等效应力随弹性模量增加先下降后上升趋势;随着衬垫厚度的增加,装药内部最大应力值呈现下降趋势;载荷达到稳定后,载荷持续时间长短对装药内部等效应力影响并不明显。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 炮射导弹 装药 高过载 应力 衬垫
在线阅读 下载PDF
航空发动机高速柔性转子动力特性计算 被引量:20
16
作者 邓旺群 郭飞跃 高德平 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2006年第5期130-133,共4页
用SAMCEF/ROTOR分析软件建立了某新型涡轴发动机动力涡轮转子的有限元计算模型,并对转子的动力特性——临界转速、振型和不平衡响应进行了系统的计算分析,试验验证了计算模型的正确性。本文的研究为同类转子的动力特性计算提供了参考。
关键词 航空 航天推进系统 航空发动机 柔性转子 动力特性 有限元法 计算
在线阅读 下载PDF
粒径和晶形对硼颗粒点火燃烧特性的影响 被引量:6
17
作者 敖文 周俊虎 +2 位作者 刘建忠 杨卫娟 汪洋 《含能材料》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期800-805,共6页
针对粒径和晶形对硼颗粒燃烧的影响机理,利用激光点火系统研究了硼颗粒的点火燃烧特性。结果表明,在25~65μm范围内,晶体硼点火延迟时间随粒径变化无明显规律,点火延迟时间在13—19ms之间。晶体硼和无定形硼燃烧效率均随粒径增加... 针对粒径和晶形对硼颗粒燃烧的影响机理,利用激光点火系统研究了硼颗粒的点火燃烧特性。结果表明,在25~65μm范围内,晶体硼点火延迟时间随粒径变化无明显规律,点火延迟时间在13—19ms之间。晶体硼和无定形硼燃烧效率均随粒径增加而增加。当粒径小于65μm,硼表面氧化层是影响硼燃烧效率的决定性因素。55μm的晶体硼不仅点火延迟时间最短,而且燃烧最剧烈,表明55μm可能是晶体硼颗粒点火燃烧性能最佳的尺寸。无定形硼的点火延迟时间要远低于晶体硼,燃烧效率、火焰强度及发射光谱强度也比晶体硼高。相对粒径,点火延迟时间对晶形更加敏感,晶形对硼点火燃烧具有更强的影响作用。 展开更多
关键词 航空宇航推进理论与工程 点火 燃烧 粒径 晶形
在线阅读 下载PDF
连续旋转爆轰发动机的研究进展 被引量:40
18
作者 王健平 周蕊 武丹 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2015年第4期12-25,共14页
连续旋转爆轰发动机(CRDE)是一种基于爆轰燃烧方式的新概念发动机,具有一次起爆、燃烧速度快、热效率高、结构紧凑等优点,有望带来航空航天推进技术的跨越式发展,近年来受到世界各主要国家的高度关注。本文从基本概念、应用前景、实验... 连续旋转爆轰发动机(CRDE)是一种基于爆轰燃烧方式的新概念发动机,具有一次起爆、燃烧速度快、热效率高、结构紧凑等优点,有望带来航空航天推进技术的跨越式发展,近年来受到世界各主要国家的高度关注。本文从基本概念、应用前景、实验研究和数值模拟等角度,对连续旋转爆轰发动机的研究进展进行了全面综述。通过总结有代表性的研究成果,给出尚待解决的问题,为其进一步工程化应用研究提供参考。 展开更多
关键词 连续旋转爆轰发动机 综述 推进技术 航空航天
在线阅读 下载PDF
HTPB推进剂脱湿与力学性能的相关性研究 被引量:37
19
作者 常武军 鞠玉涛 王蓬勃 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期261-266,共6页
针对载荷作用下影响复合推进剂力学特性的脱湿问题,采用等速拉伸和CCD显微分析的试验方法,研究了不同拉伸速率下的脱湿损伤演化过程。建立了粘弹性本构模型,利用细观力学及界面力学的理论,分析试验测得的宏观力学性能发生发展的内在细... 针对载荷作用下影响复合推进剂力学特性的脱湿问题,采用等速拉伸和CCD显微分析的试验方法,研究了不同拉伸速率下的脱湿损伤演化过程。建立了粘弹性本构模型,利用细观力学及界面力学的理论,分析试验测得的宏观力学性能发生发展的内在细观原因。结果表明:颗粒/基体的界面脱湿是宏观应力应变曲线非线性的重要原因,也直接导致材料泊松比的下降;界面脱湿的损伤程度由应变值决定,并与应变率具有一定的相关性,泊松比也是定量表征脱湿的重要参数。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 界面脱湿 HTPB推进剂 细观结构 本构模型 泊松比
在线阅读 下载PDF
利用上游斜坡改善气膜冷却效率的数值研究 被引量:9
20
作者 何立明 蒋永健 +1 位作者 康强 朱艳 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第1期9-13,共5页
为了获得气膜孔上游放置斜坡对气膜冷却效率的影响规律,采用数值模拟方法研究了斜坡的台阶高度分别为0.3D,0.5D,0.75D,1.0D和1.5D时不同吹风比下的流动过程和冷却效率分布情况,并与常规气膜孔冷却结构形式进行对比,以揭示斜坡对气膜冷... 为了获得气膜孔上游放置斜坡对气膜冷却效率的影响规律,采用数值模拟方法研究了斜坡的台阶高度分别为0.3D,0.5D,0.75D,1.0D和1.5D时不同吹风比下的流动过程和冷却效率分布情况,并与常规气膜孔冷却结构形式进行对比,以揭示斜坡对气膜冷却效率改善作用的影响机理。研究表明,在气膜孔上游设置斜坡,延缓了主流通过反向涡对对冷却气流的掺混作用,反向涡对强度减弱,冷却气流出流后的贴壁效果更好,提高了气膜冷却效率,随着吹风比的增加,斜坡高度较高时无论是在气膜孔中心线处还是在两气膜孔之间区域的冷却效率值都得到大幅度的提高。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 薄膜冷却 斜坡 流动传热 数值计算
在线阅读 下载PDF
上一页 1 2 6 下一页 到第
使用帮助 返回顶部