【摘 要】
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为获得飞行马赫数Ma0?=?0～8?RBCC发动机特性及结构调节规律,基于试验数据,建立了采用控制体法,考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型,并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对所建立的发动机特性分析模型进行确认.完成二元中心火箭布局变结构模型RBCC发动机火箭引射模态、火箭冲压模态及冲压模态特性仿真,定量获得了飞行动压、马赫数、攻角、当量比、火箭流量等因素变化对发动机性能影响;并针对给定模拟飞行弹道,完成Ma0?=?0～8?RBCC发动机特性计算,给
【机 构】
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西安航天动力研究所,西安 710100
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为获得飞行马赫数Ma0?=?0～8?RBCC发动机特性及结构调节规律,基于试验数据,建立了采用控制体法,考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型,并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对所建立的发动机特性分析模型进行确认.完成二元中心火箭布局变结构模型RBCC发动机火箭引射模态、火箭冲压模态及冲压模态特性仿真,定量获得了飞行动压、马赫数、攻角、当量比、火箭流量等因素变化对发动机性能影响;并针对给定模拟飞行弹道,完成Ma0?=?0～8?RBCC发动机特性计算,给出了进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比随飞行马赫数及工作模态变化规律.研究表明:1)火箭引射模态,马赫数每增加1,推力、比冲增加约18.2％,火箭推力增益增加约15％;2)火箭冲压模态,火箭流量越大,火箭推力增益越小,且获得正的火箭推力增益范围越窄;3)Ma0?=?2模态转换点,发动机性能及结构参数均存在间断,确保推力及结构参数的连续调节、匹配应是模态转换规律制定的关注点;4)模拟弹道下,进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比在Ma0?=?0～8范围内分别变化6.17、4.26、30.38、8.94倍.
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吸气式高速飞行器内外流高度耦合,激波-边界层干扰严重,壁面温度会影响边界层内的流动,进而影响气动特性.因此,准确评估风洞试验中的壁温效应,提高气动特性的预测精度,对飞行器设计至关重要.通过常规超高速风洞试验,结合数值模拟分析,开展了内流壁温对气动特性的影响规律及作用机理研究.结果表明:在常规超高速风洞几十秒的运行时间内,随着运行时间增加,飞行器内流道壁面温度不断升高,俯仰力矩以及内流道壁面压力均会出现显著变化,其中俯仰力矩的增加量需要2°舵偏角来平衡;此外,数值模拟分析进一步指出,飞行器俯仰力矩的变化主要
吸气式高速飞行器具有重要的战略价值,高性能的推进装置始终是高速飞行器领域的核心问题.基于连续旋转爆震构建的推进系统,与当前基于布雷顿循环构建的推进系统相比,具有显著的性能优势,可以弥补当前推进系统造成的“推力陷阱”问题,有望助力高速飞行器取得长远发展.本文总结了连续旋转爆震燃烧过程与分析模型,以及基于连续旋转爆震构建的推进系统的性能优势与研究进展.进一步,针对连续旋转爆震冲压发动机,讨论了本质非定常燃烧室对发动机进气道与尾喷管的设计要求与需求,介绍了进气道抵抗压力波反传的措施,并进行了数值分析,证明了相关
汽轮机主蒸汽管道温度保护套管安装涉及异种钢的焊接工艺,若焊接工艺不合理,在长时间运行后会因为交变应力造成疲劳断裂问题.本文针对某机组主蒸汽温度套管裂纹问题展开分析,探讨了造成套管裂纹的主要原因:异种钢焊接、选材及工艺执行不当,使得保护套管经历长周期运行后产生裂纹并扩张.根据上述分析,组织编制焊接修复工艺并且执行各项工艺措施.分析结果表明,该方法在优化施工工艺的同时保证了焊接位置的材料特性,为同类型异种钢焊接管座隐患排查及处理提供了可借鉴的方案.
医疗消费存在着信息不对等的特征.参保人员至医院看病时,并不知晓该进行哪项检查及服用哪种药物.因而在上述方面之上也具备着明显的不确定性,在此情况之下,对于医疗行为予以大力规范,并在医保结算之中积极发挥出计算机网络系统的作用,则显得尤为关键.唯有确保医保结算整个过程的规范性,才可实现对于统筹基金的合理化管理.基于此,本文就以医保的主要特征分析为出发点,而后探讨了计算机网络系统在医保结算中的作用,最后对于计算机网络系统在医保结算之中的建设方式实施了研究与探索.
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