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Direct thrust test and asymmetric performance of porous ionic liquid electrospray thruster
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作者 Yuntao GUO Wei SUN +4 位作者 Zhenning SUN Zhiwen WU Jianwu HE Chao YANG Ningfei WANG 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2023年第4期120-133,共14页
In order to meet the demand of CubeSats for low power and high-performance micro-propulsion system,a porous ionic liquid electrospray thruster prototype is developed in this study.1010 conical emitter arrays are fabri... In order to meet the demand of CubeSats for low power and high-performance micro-propulsion system,a porous ionic liquid electrospray thruster prototype is developed in this study.1010 conical emitter arrays are fabricated on an area of 3.24 cm^(2) by computer numerical control machining technology.The propellant is 1-ethyl-3-methylimidazolium tetrafluoroborate.The over-all dimension of the assembled prototype is 3 cm×3 cm×1 cm,with a total weight of about 15 g(with propellant).The performance of this prototype is tested under vacuum.The results show that it can work in the voltage range of±2.0 kV to±3.0 kV,and the maximum emission current and input power are about 355 lA and 1.12 W.Time of Flight(TOF)mass spectrometry results show that cationic monomers and dimers dominate the beam in positive mode,while a higher proportion of higher-order solvated ion clusters in negative mode.The maximum specific impulse is 2992 s in positive mode and 849 s in negative mode.The thrust is measured in two methods:one is calculated by TOF results and the other is directly measured by high-precision torsional thrust stand.The thrust(T)obtained by these two methods conforms to a certain scaling law with respect to the emis-sion current(I_(em))and the applied voltage(V_(app)),following the scale of T-Iem_(Vapp)^(0.5),and the thrust range is from 2.1 lN to 42.6 lN.Many thruster performance parameters are significantly different in positive and negative modes.We speculate that due to the higher solvation energy of the anion,more solvated ion clusters are formed rather than pure ions under the same electric field.It may help to improve thruster performance if porous materials with smaller pore sizes are used as reservoirs.Although there are still many problems,most of the performance parameters of ILET-3 are good,which can theoretically meet the requirements of CubeSats for micro-propulsion system. 展开更多
关键词 Asymmetric performance Direct thrust test Ionic liquid electrospray thruster Time of flight mass spectrometry Torsional thrust stand
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120-ton Thrust Liquid-Oxygen/Kerosene Engine Passed Acceptance Test
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《Aerospace China》 2012年第2期24-24,共1页
On May 28, the 120-ton thrust liquid-oxygen/kerosene engine developed by the Academy of Aerospace Liquid Propulsion Technology (AALPT) passed the acceptance test organized by China National Space Administration (CNSA)... On May 28, the 120-ton thrust liquid-oxygen/kerosene engine developed by the Academy of Aerospace Liquid Propulsion Technology (AALPT) passed the acceptance test organized by China National Space Administration (CNSA). The 120-ton thrust liquid-oxygen/kerosene engine is a non-pollution, non-toxic, high performance and reliable basic pro- 展开更多
关键词 ENGINE ton thrust Liquid-Oxygen/Kerosene Engine Passed Acceptance test high
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高超声速大动压下整流罩分离测力风洞试验 被引量:1
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作者 钟俊 林敬周 +1 位作者 解福田 赵健 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期98-106,共9页
针对高超声速试验模型整体式整流罩的反推火箭拔罩分离问题,开展了反推火箭喷流模拟方法和风洞测力试验装置设计研究,试验模拟了马赫数5、动压33 kPa时整流罩反推喷流干扰效应和分离距离影响,获得了反推喷流和分离距离影响下的整流罩气... 针对高超声速试验模型整体式整流罩的反推火箭拔罩分离问题,开展了反推火箭喷流模拟方法和风洞测力试验装置设计研究,试验模拟了马赫数5、动压33 kPa时整流罩反推喷流干扰效应和分离距离影响,获得了反推喷流和分离距离影响下的整流罩气动特性。试验研究表明:反推火箭拔罩分离过程中,喷流干扰作用主导了整流罩的气动特性,使得法向力系数、轴向力系数和俯仰力矩系数分别出现了44.5%、32.4%和198.6%的最大变化量;在负迎角下,整流罩压心前移显著,使得静稳定设计的整流罩呈现出静不稳定性,不利于整流罩安全分离;分离距离越大,分离距离变化对整流罩气动特性的影响越弱;将分离初始迎角限定为小的正迎角,整流罩在分离过程中容易保持姿态稳定,有利于整流罩安全分离。 展开更多
关键词 整流罩分离 反推火箭喷流 天平测力试验 大动压 高超声速
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抗滑挡墙加固小型滑坡墙背推力研究 被引量:1
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作者 刘剑光 郁智超 +1 位作者 吴羿君 张润泽 《路基工程》 2024年第1期124-129,共6页
以西南山区某小型村寨滑坡为对象,采用数值模拟方法,研究抗滑挡墙墙背滑坡推力的分布形式,并引入正交试验,采用极差分析法探讨多物理参数对滑坡推力的影响。结果表明:抗滑挡墙墙背滑坡推力的分布曲线为“鼓肚形”,在靠近坡面一定范围内... 以西南山区某小型村寨滑坡为对象,采用数值模拟方法,研究抗滑挡墙墙背滑坡推力的分布形式,并引入正交试验,采用极差分析法探讨多物理参数对滑坡推力的影响。结果表明:抗滑挡墙墙背滑坡推力的分布曲线为“鼓肚形”,在靠近坡面一定范围内滑坡推力趋于零;滑带黏聚力、内摩擦角的折减系数及抗滑挡墙埋深对滑坡推力的影响较大;抗滑挡墙埋深对作用点高度的影响较大;滑坡推力作用点介于挡墙底部向上垂直高度20%~29%的位置,与刚体极限平衡法中的假设存在偏差。 展开更多
关键词 小型滑坡 抗滑挡墙 滑坡推力 正交试验 极差分析法 强度折减法
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姿控推力室隔热框断裂故障分析及改进
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作者 曹晶 熊莉芳 王茜 《载人航天》 CSCD 北大核心 2024年第3期372-376,共5页
针对某姿控动力系统推力室在力学环境试验过程中发生的隔热框断裂故障,对故障部位进行断口分析和结构强度分析,发现在高量级随机振动条件下隔热框支撑肋根部存在严重的应力集中,导致发生疲劳断裂。通过改进隔热框支撑肋结构,经强度分析... 针对某姿控动力系统推力室在力学环境试验过程中发生的隔热框断裂故障,对故障部位进行断口分析和结构强度分析,发现在高量级随机振动条件下隔热框支撑肋根部存在严重的应力集中,导致发生疲劳断裂。通过改进隔热框支撑肋结构,经强度分析和推力室力学环境试验验证,隔热框未再发生类似故障,表明改进措施方案可靠有效。 展开更多
关键词 推力室 力学试验 疲劳断裂 故障分析
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民用飞机飞行中推力确定研究
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作者 王涛 刘燚 +1 位作者 米毅 滕金芳 《民用飞机设计与研究》 2024年第2期27-32,共6页
确定飞行中发动机安装推力对飞机性能计算、发动机推力管理、经济性评价等具有重要意义。飞行中推力无法直接测量,需要在动力装置内部适当位置安装传感器测量性能参数,计算得出飞行中推力。研究了民用飞机动力装置飞行中推力确定方法,... 确定飞行中发动机安装推力对飞机性能计算、发动机推力管理、经济性评价等具有重要意义。飞行中推力无法直接测量,需要在动力装置内部适当位置安装传感器测量性能参数,计算得出飞行中推力。研究了民用飞机动力装置飞行中推力确定方法,给出发动机安装净推力公式。介绍了推力计算的流程,利用某大涵道比涡扇发动机性能试飞数据,计算了该动力装置的安装净推力,并与参考值进行了对比分析,可为民用飞机型号设计提供参考。 展开更多
关键词 民用飞机 飞行中推力确定(IFTD) 试飞 安装推力
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液体火箭发动机热试车启动中导流锥对燃气管路流动特性影响研究
7
作者 周子杨 宫武旗 +3 位作者 陈晖 马冬英 高远皓 苏勇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期54-62,共9页
双推力室液体火箭发动机启动过程中,若出现两支管流量分配不均等现象,极易引起点火失败,造成重大损失。因此,燃气管路分叉处内部流动特性和在分叉处布置导流锥对改善流动特性影响的研究具有重要意义。本文针对某双推力室液体火箭发动机... 双推力室液体火箭发动机启动过程中,若出现两支管流量分配不均等现象,极易引起点火失败,造成重大损失。因此,燃气管路分叉处内部流动特性和在分叉处布置导流锥对改善流动特性影响的研究具有重要意义。本文针对某双推力室液体火箭发动机热试车启动过程中的燃气管路,以试验数据作为边界条件,开展了瞬态流动数值仿真研究。结果表明,火箭发动机热试车启动过程中,燃气管路流动呈现出4个典型阶段,分别为点火前的平稳期、点火后的一次上升期、下降期和二次上升期。在启动过程中,无导流锥时,导流罩进口存在预旋回流区、一侧出口存在滞止回流区,导流罩与燃气支管衔接处内侧存在转弯回流区,三者相互作用是造成两支管间压力分布不对称及出口质量流量分配不平衡的主要原因;有导流锥时,预旋回流区被导流锥约束而缩小,滞止回流区消失。有导流锥与无导流锥时相比,在启动过程中约0.2 s与0.6 s时刻,两支管对称测点压差均值分别降低约80.0%与80.0%,两支管出口质量流量差值分别降低约55.0%与80.8%。导流锥有效改善了流动特性,使得两支管压力分布的对称性提高,流量分配平衡性增强。导流锥对双推力室液体火箭发动机稳定性提高有重要作用。 展开更多
关键词 液体火箭发动机 双推力室 热试车 启动过程 导流锥 燃气管路 数值仿真
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液体输送管路随机振动试验推力估算方法
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作者 朱大巍 李杰 张呈波 《环境技术》 2024年第6期190-194,共5页
准确预估规定随机试验条件下液体输送管路随机试验所需推力对试验的设计和实施具有重要的意义。基于液体输送管路和振动系统的模型,本文使用有限元仿真分析方法来估算液体输送管路随机振动试验所需推力。
关键词 液体输送管路 随机振动试验 推力 有限元分析
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复合翼eVTOL推力单元安装散热一体化设计
9
作者 陈修贤 姚远 +1 位作者 张宝柱 董明 《机械设计与制造工程》 2024年第8期49-52,共4页
基于复合翼eVTOL推力单元散热需求,通过CFD分析了4种散热气道内空气的流速,选择满足散热需求的散热气道;设计推力单元和散热气道的安装结构,采用有限元方法计算电机臂和电机座的结构应变和应力,结果满足结构的强度要求。通过台架试验、... 基于复合翼eVTOL推力单元散热需求,通过CFD分析了4种散热气道内空气的流速,选择满足散热需求的散热气道;设计推力单元和散热气道的安装结构,采用有限元方法计算电机臂和电机座的结构应变和应力,结果满足结构的强度要求。通过台架试验、地面压载试验和飞行试验,验证推力单元安装散热一体化设计的可行性,填补了国内复合翼eVTOL推力单元利用前行空气来流进行散热与安装设计的空白。 展开更多
关键词 推力单元 安装 散热气道 试验
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立式推力滑动轴承的改进设计及性能试验研究
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作者 辛奇材 《机械管理开发》 2024年第9期153-155,共3页
对立式推力滑动轴承的结构进行了分析,针对传统立式推力滑动轴承散热差、换热效率低、检修频繁等问题对轴承进行了推力瓦设计、油路改进设计以及油水冷却器设计,最终对新型立式推力滑动轴承进行总体结构设计;基于试验方案对传统与新型... 对立式推力滑动轴承的结构进行了分析,针对传统立式推力滑动轴承散热差、换热效率低、检修频繁等问题对轴承进行了推力瓦设计、油路改进设计以及油水冷却器设计,最终对新型立式推力滑动轴承进行总体结构设计;基于试验方案对传统与新型推力滑动轴承进行了性能试验研究,验证了新型推力滑动轴承的可靠性,为后续轴承的改进提供了一定的理论基础。 展开更多
关键词 推力滑动轴承 推力瓦 油水冷却器 性能试验
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船舶防污底系统测试与评估
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作者 隋江华 陈谦 《舰船科学技术》 北大核心 2024年第19期123-126,共4页
为全面、客观地反映防污底系统的减阻、动力和环保性能,研究船舶防污底系统测试与评估方法。利用单转盘扭矩测试方法,计算船舶防污底系统的摩擦转矩系数,测试与评估防污底系统减阻性能;通过计算推力与扭矩系数,测试与评估防污底系统动... 为全面、客观地反映防污底系统的减阻、动力和环保性能,研究船舶防污底系统测试与评估方法。利用单转盘扭矩测试方法,计算船舶防污底系统的摩擦转矩系数,测试与评估防污底系统减阻性能;通过计算推力与扭矩系数,测试与评估防污底系统动力性能;采用有机锡化物三维对流扩散方程,确定有机锡化物释放浓度,测试与评估防污底系统环保性能;通过测试与评估防污底系统的减阻、动力和环保性能,全面、客观地反映防污底系统应用效果。实验证明,同进速比下,应用有机硅复合低表面能防污底系统前后,推力与扭矩系数均相差较小,时间延长,有机硅复合低表面能防污底系统的有机锡化物释放浓度逐渐上升,最高浓度在1000μg/m^(3)左右,对海洋环境影响较小,具备较优的环保性能。 展开更多
关键词 船舶防污底系统 测试与评估 摩擦转矩系数 推力系数 扭矩系数 有机锡化物
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An Impulse Thruster for Radial Thrust Trajectory Correction
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作者 杨庆 汪佩兰 +2 位作者 王丽琼 金建峰 安尼瓦尔 《Defence Technology(防务技术)》 SCIE EI CAS 2008年第4期255-258,共4页
A prototype of impulse thruster for radial thrust trajectory correction munitions is designed. It adopts semiconductor bridge (SCB) as ignition element,Ti/KClO4 (TK) as ignition charge and ammonium perchlorate/alumini... A prototype of impulse thruster for radial thrust trajectory correction munitions is designed. It adopts semiconductor bridge (SCB) as ignition element,Ti/KClO4 (TK) as ignition charge and ammonium perchlorate/aluminium (NA) or potassium picate/RDX (KR) as main charge. A thrust test device of impulse thruster is also designed. The output performance of the impulse thruster prototype is tested by the device. The tested results show that it can meet the safety requirements of 1A1W/5 min no-fire level and produce 0.2-0.6 N·s thrust impulse within 3ms of action time under certain test conditions; the corresponding ignition delay time is less than 0.5 ms. 展开更多
关键词 火工品 光线 弹道 问题
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Evaluation of Trial Tests
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作者 Alfred M.Kracht K. H.Nicolaysen H. J.Stitterich(The Berlin Model Basin,D 10623 Berlin,Germany) 《武汉理工大学学报(交通科学与工程版)》 1999年第S1期53-63,共11页
An evaluation method of trial tests will be presented which is based on propeller characteristic functions provided by open water tests.Main reference quantity is the rate of revolutions which is constant during one t... An evaluation method of trial tests will be presented which is based on propeller characteristic functions provided by open water tests.Main reference quantity is the rate of revolutions which is constant during one trial double run and reliably to measure and,furthermore,the basic quantity of the mathematical adjustment of the hydrodynamically coupled test quantities by means of regression analysis.Using this physical plausible analysis of the trial test data and the propeller open water diagram an evaluation of current speed and ship’s speed through the water is possible.Assumed that thrust deduction fraction and relative rotative efficiency are scale independent,speed and power under contract conditions may be calculated at constant propeller speed where the results are corrected with respect to wind and waves using the linear dependance of speed and power at moderate differences of propeller load. 展开更多
关键词 TRIAL test regression analysis VWS method thrust DEDUCTION FRACTION
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“田园一号”微推进系统设计与性能测试
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作者 李经广 梁振华 +4 位作者 廖文和 张翔 翟豪 冯国津 徐根 《中国空间科学技术》 CSCD 北大核心 2023年第1期79-87,共9页
针对“田园一号”微纳星编队飞行任务的技术需求,开展了微推进系统的总体设计。常规冷气推进由于其比冲低、贮存压力高、结构复杂,难以满足微纳卫星需求。选择R134a作为推进工质,通过将推进剂液化,减小系统体积。基于3D打印技术,设计贮... 针对“田园一号”微纳星编队飞行任务的技术需求,开展了微推进系统的总体设计。常规冷气推进由于其比冲低、贮存压力高、结构复杂,难以满足微纳卫星需求。选择R134a作为推进工质,通过将推进剂液化,减小系统体积。基于3D打印技术,设计贮箱、稳压罐、管路一体的推进系统。采用MEMS加工工艺,设计并研制出电加热喷口,从而提高系统比冲。分析了不同喷口尺寸、供气压力以及温度下所产生的推力和比冲大小,确定出喷口设计。表征测试所研制的电加热喷口,结果表明喷口加工误差控制在2%以内。真空条件下,采用扭摆测量系统测试推力器推进性能,测试结果表明,当稳压罐内气体压力在0.1~0.2 MPa变化时,推力大小为5~10 mN。当喷气温度从25℃升至95℃时,推进系统比冲可提升10%以上。 展开更多
关键词 编队飞行 冷气微推进 MEMS加工工艺 提高比冲 推力测试 系统设计
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水润滑推力轴承摩擦学性能的分析和试验研究 被引量:4
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作者 贾谦 杨帅 +5 位作者 刘哲 李思晗 蔡龙 韩海燕 闫菲菲 袁小阳 《动力工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第5期535-542,共8页
针对某堆型核电机组主泵水润滑推力轴承极端工况及超长服役周期的特点,从分析和试验两个方面进行了摩擦学的相关研究工作。在分析方面,考虑了平衡支撑下的润滑性能分析,仿真分析了推力轴承在不同转速下的最小润滑膜厚度h_(min)、摩擦力... 针对某堆型核电机组主泵水润滑推力轴承极端工况及超长服役周期的特点,从分析和试验两个方面进行了摩擦学的相关研究工作。在分析方面,考虑了平衡支撑下的润滑性能分析,仿真分析了推力轴承在不同转速下的最小润滑膜厚度h_(min)、摩擦力矩M_(f)和温升ΔT,并根据起飞转速建立了基于启停次数的轴承磨损预测模型;在试验方面,进行了与轴承材料相关的摩擦磨损试验,获得了石墨-不锈钢摩擦副在边界润滑和干摩擦下的摩擦因数f和体积磨损量ΔW,通过缩比的台架试验测试了石墨轴承的润滑膜厚度h、瓦面温度T及磨损质量Δm。结果表明:工作转速对h_(min)影响较大,对ΔT影响较小,石墨材料对干摩擦下的f和ΔW影响较大;从h和T来看,试验结果与计算分析的结果较为接近,说明半尺寸缩比试验与实际使用工况相似性较佳。 展开更多
关键词 核电厂主泵 水润滑推力轴承 摩擦学性能 仿真分析 试验测试
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穿孔机顶杆循环装置液压控制系统的研究
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作者 胡俊 孙天健 李军 《机床与液压》 北大核心 2023年第1期115-119,共5页
设计穿孔机区域顶杆循环装置中顶杆小车油缸控制系统,对长行程高速重载液压系统油缸的速度、加速度、两腔液压力进行分析,对该类液压控制系统的运行机制、控制策略进行研究,进行了理论计算、仿真分析和实测验证,为类似工况液压控制系统... 设计穿孔机区域顶杆循环装置中顶杆小车油缸控制系统,对长行程高速重载液压系统油缸的速度、加速度、两腔液压力进行分析,对该类液压控制系统的运行机制、控制策略进行研究,进行了理论计算、仿真分析和实测验证,为类似工况液压控制系统的研究提供参考。 展开更多
关键词 穿孔机顶杆装置 高速重载 比例控制 缓冲装置 测试验证
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印制电路焊盘表面修饰对焊点IMC生长状态影响的研究
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作者 齐国栋 宋进 +3 位作者 相君伦 曾亮 何为 陈苑明 《电镀与精饰》 CAS 北大核心 2023年第10期1-10,共10页
在印制电路板(Printed Circuit Board, PCB)产品的二级封装环节,使用焊料将元件焊接到焊盘过程中形成的焊点互连结构成为实现产品完整机械连接及电气、热通道的重要载体。其中焊料和焊盘间的界面反应影响着焊点内部金属间化合物(Interme... 在印制电路板(Printed Circuit Board, PCB)产品的二级封装环节,使用焊料将元件焊接到焊盘过程中形成的焊点互连结构成为实现产品完整机械连接及电气、热通道的重要载体。其中焊料和焊盘间的界面反应影响着焊点内部金属间化合物(Intermetallic Compounds, IMC)的形成与生长,直接关系到电子元件的焊接质量与服役寿命。为此重点探究了IMC层经过三种焊盘金属表面修饰形成的形貌结构及热力学条件下的微观组织生长行为。通过恒温热处理分析服役过程中的IMC层演变规律,推力测试对比出不同焊盘基底的焊点结合强度,并确定IMC缺陷结构的失效源。对分析服役状态下焊点互连结构的失效机制,优化焊接工艺和提升产品质量有着重要的指导意义。 展开更多
关键词 元件焊接 表面修饰 金属间化合物 可靠性 推力测试
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用于发动机试验现场的推力测量传感器长期稳定性监测系统
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作者 郑科 郭健鑫 +3 位作者 朱旺 王得志 张雪飞 刘硕 《航天制造技术》 2023年第3期73-78,共6页
发动机高空模拟试验前需要进行推力校准,目的是确定传感器静态特性指标,如线性度、滞后性以及重复性等,关键工作是通过试验的方法来建立输入量和输出量之间的输入-输出实际特性曲线。推力校准中使用的标准传感器有效期为一年,实际使用... 发动机高空模拟试验前需要进行推力校准,目的是确定传感器静态特性指标,如线性度、滞后性以及重复性等,关键工作是通过试验的方法来建立输入量和输出量之间的输入-输出实际特性曲线。推力校准中使用的标准传感器有效期为一年,实际使用中传感器存在长期稳定性不佳或突然损坏的现象,但在试验前准备阶段唯一不能确定问题的就是标准传感器,因此,有必要对推力测量进行长期稳定性监测,完善推力校准操作规程,通过研制一套覆盖常用量程的推力传感器比对装置,在推力架或者某个标准传感器长时间没使用时,试验前对标准传感器进行标定,与证书各项指标进行比对,经试验测试实现了对推力传感器的快速校验,时间24min,误差在千分之一内,满足了试验现场对传感器的任务要求。 展开更多
关键词 推力测量 火箭发动机试验 传感器 推力校准
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喉栓式可调喷管推力模型优化研究
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作者 陈晓丽 牛禄 +2 位作者 潘科玮 王志新 陈浩然 《弹箭与制导学报》 北大核心 2023年第2期80-87,共8页
针对喉栓式可调喷管,建立了几何喉部面积计算模型、理论推力模型以及三维仿真模型,对喷管内流场进行了数值模拟,研究了几何喉部面积、出口质量流率、喷管推力随喉栓位置的变化规律,对比发现理论推力与数值模拟计算结果相差较大,因此对... 针对喉栓式可调喷管,建立了几何喉部面积计算模型、理论推力模型以及三维仿真模型,对喷管内流场进行了数值模拟,研究了几何喉部面积、出口质量流率、喷管推力随喉栓位置的变化规律,对比发现理论推力与数值模拟计算结果相差较大,因此对推力模型进行了优化。首先建立了气动等效喉部面积的计算方法,研究了气动等效喉部面积随喉栓位置、工况的变化规律,优化了等效喉部面积计算模型,能较好拟合气动喉部面积随喉栓位置的变化情况。在此基础上,针对喉栓运动后期,喷管处于过膨胀状态时的推力模型进行了二次修正,优化后的推力模型与仿真结果相吻合。最后进行了喷管冷气推力测试,获得了不同喉栓位置和入口压强下的喷管推力,验证了推力模型的准确性。 展开更多
关键词 喉栓式可调喷管 推力模型 数值模拟 等效喉部 推力测量
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大涵道比发动机高空舱排气流场数值模拟研究
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作者 常心悦 王豪 +3 位作者 曹凡 李康 闵浩 唐智礼 《燃气涡轮试验与研究》 2023年第3期17-24,共8页
为了研究大涵道比分开排气发动机在高空舱内的排气流场特性,对其开展了流场数值模拟及试验验证。建立了一种发动机喷管、高空舱和排气扩压器的联合仿真模型,分别计算了不同喷管落压比状态下的发动机推力和排气流场特性,通过对比得到不... 为了研究大涵道比分开排气发动机在高空舱内的排气流场特性,对其开展了流场数值模拟及试验验证。建立了一种发动机喷管、高空舱和排气扩压器的联合仿真模型,分别计算了不同喷管落压比状态下的发动机推力和排气流场特性,通过对比得到不同落压比下流场的变化规律。对大涵道比分开排气发动机进行了高空模拟试验,对不同落压比下的推力和高空舱内固定测点的总压与静压进行测量,并与数值模拟计算结果对比。结果表明:落压比越大,发动机射流影响范围越大,射流边界外扩,排气扩压器效率越低。推力系数随着落压比的增大呈现减小趋势。计算值与试验值结果相近,绝大多数测点的压强误差和推力误差保持在5%以内。 展开更多
关键词 航空发动机 高空舱 流场特性 高空模拟试验 发动机推力 数值模拟
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