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运用美国联合陆海空军和国家航空航天局(JANNAF)提出的二维动力学模型修改版,我们进行了火箭喷管参数计算。喷管特性设计参数与这些损失的关系也进行了研究。另外,也考虑到了喷管中激波和热损失对喷管效率的影响。喷管能量损失的确定运用了 SSME 和 Vulcan 发动机的喷管型面,后一发动机是未来运载火箭的组成部分。火箭的设计参数由推力、室压、混合比、喷管面积比和喷管几何形状确定。所有这些参数都有系统的变化,它们对喷管效率有一定影响。这些效率做为数据库用于未来运载火箭进一步的系统分析 。
喷管效率与以下各种损失有关 :
(1)喷管出口燃气径向分速损失,也称扩散损失;
(2)燃气中含有固、液颗粒造成的两相流损失;
(3)燃气主喷管壁面上的摩擦损失;
(4)燃烧产物非绝热流动损失;
(5)附面层引起的燃气收缩损失;
(6)局部激波损失;
(7)化学动力学损失;
(8)喷管潜入燃烧室内引起的潜人损失。
喷管在过膨胀和欠膨胀的非设计状态下工作,也直接造成推力损失。对于一般设计合理的喷管,其效率为0.93-0.98。
喷管效率是评价喷管设计和制造完善程度的重要指标。
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异径管或者叫大小头
喷管效率,实际推力系数与理论推力系数之比。
矩形内喷管塞式喷管的数值计算与实验研究
为了了解内喷管为二维矩型的塞式喷管性能,设计了一个二单元的实验塞式喷管,并对模型进行了数值模拟和实验研究。数值模拟采用无波动、无自由函数耗散(NND)差分格式求解三维NS方程,利用空气冷流实验方法评价了喷管性能。研究模型的内喷管喉部面积为4×60mm2,内喷管面积比为4,总面积比为24.05,设计压力比为500。计算得到了正确的流场结构和塞锥表面压强分布,结果与实验数据吻合很好,效率数值最大相差1%。模型的性能也比较理想:最大的推力系数效率为0.995,同钟型喷管相比,具有很好的高度补偿能力:从地面到高空,推力系数效率在0.97~0.995之间变化。不同压强比下全锥塞式喷管的塞锥表面压强分布规律,可以作为研究截短型塞式喷管塞锥压强分布的基础。
毕业论文-喷管设计
本科毕业设计论文 题 目 ____ 喷射清洗喷枪设计研究 __________ 专业名称 ____飞行器设计与工程 ________ 学生姓名 ________刘 操______________ 指导教师 _______席德科 _______________ 毕业时间 _____2006年 7月_____________ 毕业 任务书 一 题目 喷射清洗喷枪设计研究 二 指导思想和目的要求 通过本论文工作,使学生对所学的基础理论和专业知识得到巩固和提高,了解、熟悉喷射 清洗喷枪的理论、工作原理、功能作用以及设计方法,并进行实际设计,从而培养学生的设计 能力、独立工作能力以及科研能力 ,使学生的专业业务素质得到提高。 三 主要技术指标 1 熟悉喷射清洗喷枪设计计算程序,并进行算例设计。 2 熟悉、掌握 Fluent 软件使用方法,并使用该软件对所设计的喷枪进行数值模拟。 四 进度
这种喷管的优点是只用一个喷管, 结构简单、工作可靠、质量轻,效率高。
按运动方式,它可以分为摆动喷管和转动喷管两大类。
摆动喷管又分为单轴摆动喷管和全轴摆动喷管。在全轴摆动喷管中按连接接头形式分为柔性、珠承、液浮,球窝和方向架等喷管。
单轴摆动喷管的活动体只能绕与发动机轴线垂直的轴在一个方向上摆山,仅提供一个方向的侧向力;为实现俯仰、 偏航和滚动3个方向的控制,须采用4个喷管,全轴摆动喷管中采用最多的是柔性摆动喷管。其次是珠承摆动喷管。
它们的活动体可绕发动机轴线上某点在各个方向摆动,提供任何方向上的侧向力,为火箭、导弹提供俯仰、偏航控制力 。
喷管是利用气体压降使气流加速的管道。喷管的长度较短而气流的速度较高,故气流经过喷管所需的时间很短,气体和管壁的热交换可以忽略不计。因此,喷管中气体的流动可作为绝热流动过程进行分析。
按照连续性方程,管道截面积的变化率为: