搜索结果: 91-105 共查到“知识库 航空、航天推进系统”相关记录247条 . 查询时间(3.814 秒)
火箭发动机气动噪声辐射特性实验研究
火箭发动机 气动噪声 噪声遮蔽
2009/10/27
在小型火箭发动机点火实验的基础上，利用噪声传感器测量了发动机燃气射流气动噪声在各个方向上的声压级，获得了超声速射流气动噪声的辐射特性。实验结果表明：(1) 噪声遮蔽对发动机超声速射流气动噪声有明显的降噪效果；(2) 曲面型噪声遮蔽出口的降噪能力要好于平面型出口。
通过碳氢燃料亚燃冲压发动机直连式试验，对凹腔火焰稳定器的点火性能进行了初步研究。试验分别在高能火花塞及氢气引导火焰两种情况下成功实现了可靠点火。结果表明，基于凹腔火焰稳定技术的亚燃冲压发动机的点火性能与燃料喷注压降及喷注方式密切相关。在壁面喷注燃料的方式下，发动机容易实现可靠点火，而在中心喷注燃料的情况下，发动机很难被点燃。此外，试验还发现，发动机的喉部尺寸对采用这类结构的亚燃冲压发动机凹腔内的压...
基于物理规划的固体运载火箭多学科设计优化
固体运载火箭 多学科设计优化 物理规划
2009/10/27
固体运载火箭设计属于典型的多学科设计问题，为提高固体运载火箭设计水平和缩短研制周期，提出了基于物理规划的固体运载火箭多学科设计优化方法。建立了固体运载火箭多学科系统分析模型，以卫星轨道设计计算得到的运载火箭关机点参数和最小火箭起飞质量为设计准则，采用物理规划方法构造系统级火箭总体设计优化模型，以发动机总体性能指标为设计准则，采用物理规划方法构造子系统级发动机设计优化模型。通过系统级总体设计优化和并...
燃烧室构型在超燃冲压发动机研究中占有举足轻重的地位，其内部流动及燃烧机理极其复杂。通过引进极差的概念，利用综合平衡法对试验数据的分析，研究了不同当量比及不同燃料喷射形式对碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室热态内推力及内推力综合比冲等性能的影响，发现燃烧室第三扩张段角度和第四扩张段角度对其性能影响尤为重大，第一扩张段角度影响最小，且随着燃料喷射位置的前移，第二扩张段角度的影响越来越大。:
肼催化分解产物电弧推力器的实验研究
肼 催化分解产物 电弧推力器
2009/10/26
电弧加热发动机以肼为推进剂不仅可与肼化学推进有高度兼容性，而且可作为在肼化学推力器后以电热增强方式来增大其比冲，因此肼催化分解产物在电弧推力器中的工作性能研究就显得尤为重要。在真空环境下，分别采用氮气、氨气及氮氨氢混合气体（模拟肼的分解产物）和预加热混合气体作为推进剂，系统地测试了电弧推力器在不同工况下的性能参数，对比了不同单一工质对推力器性能的影响，并分析了模拟肼分解产物混合工质的性能变化，比较...
空间实验室尾部对接机构变轨期间热分析研究
空间实验室 对接机构 变轨 热分析
2009/10/26
根据辐射传热基本原理和计算对象的几何物理特点，采用节点热网络方法 ，提出空间实验室尾部变轨发动机组和对接机构组合系统的热分析数学模型。利用龙格-库 塔法，求得变轨飞行期间变轨发动机瞬态温度的变化历程和对接机构主体结构——对接框 架周向、轴向温度的变化规律，着重分析对接机构组件表面辐射特性εd、液体发动 机倾角β和间距R对对接机构温度分布的影响，指出两个高温发动机热辐射对尾部 对接机构...
空间用二自由度球形行波型超声波电机
二自由度电机 行波型超声波电机 相位差控制
2009/10/26
介绍了一种超声振动驱动的二自由度行波型超声波球电机的结构和机理，给出了其研制过程中若干关键问题的解决方案，阐述了实现其运动位姿控制采用的结构及控制方式，最后探讨了此类电机在空间机构的若干应用及所需解决的一些问题。研制样机的球转子直径为45mm，定子直径为30mm，实现的堵转力矩为120 mNm，空转转速12r／min，且各方向运转平稳，输出性能比较一致。该电机可用于各类空间机构。
临近空间飞行器热管理及热设计方法
临近空间飞行器 载荷舱 热控 辐射
2009/10/26
针对临近空间飞行器所处独特的空间热环境，对其空间外热流进行了分析，并结合飞行器载荷舱内能源与电子设备的功耗情况及热控要求，在载荷舱的散热措施中对辐射、对流两种热量传递方式的散热效果进行了分析和对比。结果表明：在临近空间飞行器所处的独特的空间热环境下，强制对流换热效果明显大于辐射换热，且在相同的热载荷工况下，对流散热系统的设备重量要远小于辐射散热系统的设备重量，对流散热系统受空间热环境的周期性变化影...
脉冲等离子体推力器羽流三维粒子模拟
PPT 羽流 三维 粒子单元法
2009/10/26
以脉冲等离子体推力器（PPT）羽流为研究对象，基于单元粒子法和直接模拟蒙特卡罗法，建立三维物理模型，模拟羽流瞬态流动。假定电子等温流动将其动量方程简化并离散，运用交替隐式法求解等离子体电势。通过与实验数据和轴对称仿真结果对比验证仿真模型，分析流场中电势、浓度分布随时间变化情况。研究表明，本文所建模型能在平行和垂直于电极的两个平面内有效预测等离子体羽流参数，且仿真结果优于二维模拟。PPT羽流中推进剂...
氧压降对气-气喷注器燃烧过程的影响
氧压降 喷注器 燃烧位置 燃烧效率
2009/10/23
开展气氢/气氧为推进剂的同轴剪切喷注器的热式试验研究。通过测量燃烧室压力和燃烧室壁面温度，研究在速度比一定的条件下，氧喷嘴压降变化对燃烧位置和燃烧效率的影响。研究结果显示氧压降变小使推进剂的燃烧效率提高，喷注压降变化对气-气推进剂的燃烧位置影响很小；气-气喷注器的设计可以选取小的氧喷注压降。
Numerical Simulation of High Specific Impulse Ion Thruster Grid System
Propulsion Simulation Ion Thruster
2009/8/19
A high specific impulse ion thruster (HiIsp-IT) operated at a voltage of over 10 kV has been studied and the problems of direct ion impingement on the accelerating grid and of production and impingeme...
在煤油/空气单管气动阀式脉冲爆震发动机(PDE)研究基础上，建立了煤油/空气三管气动阀式PDE实验系统。在进气加温的条件下，以煤油为燃料，低污染空气为氧化剂，在内径为100 mm、长为2 000 mm的3个爆震管组成的三管气动阀式PDE中进行了多循环爆震实验，成功实现总工作频率30 Hz情况下，保证三管正常时序工作，在每个爆震管中均获得稳定发展的ChapmanJouguet(CJ)爆震波，研究了...
半封闭肋化通道射流冲击换热特性的数值计算与实验验证
冲击冷却 粗糙肋 强化传热
2009/4/15
运用数值计算的方法对半封闭肋化通道单排孔射流冲击冷却进行了三维模拟，并采用红外热像测试技术对冲击靶面的温度分布进行了实验研究，揭示出各种流动参数和几何参数对冲击射流传热特性的影响规律。研究结果表明：数值计算与实验特征基本吻合；冲击间距对肋化部分的换热影响较大，在本文研究范围内，Z-n/d=1时壁面射流区的换热效果最好；由于产生了两个方向的二次流，V型肋化通道在壁面射流区获得了最佳换热效果。