论文部分内容阅读
介绍了航空发动机燃烧室部件试验件的设计目的、设计要求及结构设计。设计过程中针对现有高温升燃烧室试验件的设计特点和工作状况,为保证试验安全及试验结果可靠,重点考虑了试验件进口流道设计、机匣应力分析、膨胀节选用和燃气导管冷却。
航空发动机燃烧室部件试验件结构设计
【摘 要】
：
介绍了航空发动机燃烧室部件试验件的设计目的、设计要求及结构设计。设计过程中针对现有高温升燃烧室试验件的设计特点和工作状况,为保证试验安全及试验结果可靠,重点考虑了
【机 构】
：
中国燃气涡轮研究院
【出 处】
：
燃气涡轮试验与研究
【发表日期】
：
2010年4期
其他文献
进一步发展了非定常雷诺平均N—S方程求解程序，并基于影响系数法，在三种不同振型下就进口气流角对三维涡轮振荡叶片绕流的影响进行了数值模拟研究。数值模拟结果表明，所发展的程
本文就某型涡喷发动机试车过程中出现的涡轮掉块现象进行了研究，通过计算与分析确定了断裂原因为一阶弯曲芡振，发动机怠速转速下导向器叶片引起的气体尾流激振是叶片共振的根本
利用自主开发的涡轮气动设计体系对普惠公司（P＆W）E^3高压涡轮叶型进行反设计，并在考虑气膜冷却的前提下对反设计得到的涡轮级进行全三维气动计算验证。计算结果与试验数据对比表
巡航导弹的航迹规划是指依据地形信息和敌情信息，在某些约束条件下，找出导弹从初始点到目标点的最优飞行轨迹。在综合考虑了威胁度大小和航迹长度的约束，并比较了各种算法的情况
受附面层和二次流的影响,涡轮导向器出口流场呈现三维特性,需使用五孔探针进行测量。本文参考相关资料,发展了一种适用范围较广的五孔探针数据处理方法,并编制了计算程序。经
应用FLUENT软件,采用隐式有限体积法求解雷诺时均N-S方程,对几种不同扰流柱形状的层板冷却结构的内部流动进行了数值模拟。湍流模型采用Realizable k-ε双方程模型,近壁面采
目前,关于火箭武器系统的实验主要研究的是系统本身的性能指标,而缺乏针对人员安全的实验研究。为评价火箭导弹发射过程中人员的安全性,文中系统的整理了国内外各种振动、噪声、冲击波、高温的安全评价标准。根据各种人体耐受标准以及相关的测试规范,选择相匹配的传感器及其它相关的各种硬件,构建实验系统。对进行人员安全性实验分析及对火箭系统进行人机工程设计有较大的参考价值。