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5 个结果
  • 简介:针对高空模拟舱内逆向布置的推力点火瞬时过程中舱内压力的变化规律进行了理论和数值仿真分析,推力高速气流的动能是推力短程点火过程中舱内压力大幅上升的主要原因.为保证推力点火时舱内的真空度,需要在推力出口配置导流装置将燃气导出真空舱.对单台和4台并联推力进行点火试验,试验表明:采用燃气导流能够较好保持舱内真空度,是整机多推力高空模拟试验的新思路.

  • 标签: 高空模拟 推力室逆置 燃气导流
  • 简介:详细介绍了某重型燃气轮机天然气燃料燃烧全温全压试车台建设,及全温全压排故试验。建立的全温全压试车台满足使用要求,积累的试验台建设经验为后续更高指标的试验器建设奠定了技术基础;燃烧全温全压试验重现了电厂故障,验证了燃烧壁面烧蚀的原因,为燃烧现场排故及后续优化设计提供了技术支持,同时也获得了宝贵的全温全压燃烧排故试验经验。

  • 标签: 重型燃气轮机 燃烧室 天然气 试验台 全温全压 排故
  • 简介:为了准确预估液体火箭发动机推力喉部结构的热疲劳寿命,采用热-力耦合方法对推力喉部结构在整个循环加载过程中的变形进行数值模拟。以最危险的温度最高和变形最大处为考察点,在多次循环载荷下,综合运用循环疲劳和准静态疲劳理论,对数值计算结果进行分析,预估了结构的热疲劳寿命。研究表明:单次循环下,喉部结构寿命预估值最小,偏保守和安全,因而推荐工程设计和工程应用最优先参考。

  • 标签: 热疲劳寿命 循环疲劳 准静态疲劳 热-力耦合分析 数值模拟
  • 简介:提出了液氧/空气/甲烷DRBCC(dualrocket-basedcombinedcycle)推进系统。在该系统中,引射火箭和纯火箭采用液氧/甲烷补燃循环系统。在引射火箭模态,液氧/甲烷富燃预燃过程工作,其富燃燃气作为引射源吸入和加热空气,并与空气补燃。在超燃冲压模态,液氧/甲烷富燃预燃过程产生的燃气可以增强超燃过程或作为超燃模态的燃料,降低超燃模态的技术难度。在纯火箭模态,液氧/甲烷闭式补燃循环系统处于全过程工作状态。因此,在DRBCC推进系统中,引射火箭、超燃模态和纯火箭模态高度融合和兼顾,并采用单一燃料,使液氧/空气/甲烷DRBCC推进系统具有良好的可实现

  • 标签: 火箭基组合动力 引射火箭 超燃冲压发动机 液氧/甲烷火箭发动机
  • 简介:为了在液体火箭发动机试验过程中全面定量识别低温气动阀故障产生根源,针对低温气动阀可靠分析过程的动态时变问题,首先通过引入人机环境系统工程理论,结合低温气动阀工作原理,从人机环境方面分析低温气动阀可靠影响因素,建立基于人机环境系统工程的低温气动阀时变可靠模型;并在此基础上,通过从人机环境范围定量分析低温气动阀的可靠度与失效率,对低温气动阀可靠薄弱环节进行评估.最后通过具体的应用实例验证了该方法的有效与准确,为定量分析和改进低温气动阀可靠提供了一种方法指导,为提高液体火箭发动机性能准确客观评价以及研制提供了支撑.

  • 标签: 人机环境系统工程 低温气动阀 可靠性评估