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推进的基本理论和原理 - WhatDoTheyKnow
推力 = 通过风扇管道的空气质量流速 (V jb – V a ) + 通过核心发动机的空气质量流速 (V je – V a )
AD 2 - EGXE - 1 - 1 英国军事 AIP LEEMING
备注：当地交通法规 - 跑道使用：过度使用推力或下洗气流会对皇家空军利明基地的阻拦屏障造成严重损坏。因此，来访的喷气式飞机和大型固定翼飞机（干式或再加热推力大于 10,000Ib）（或喷气式/大型飞机/旋翼飞机具有显著的喷射流/下洗气流）在施加再加热/全功率之前，应从跑道入口向前移动至少 500 英尺。机组人员应适当更新其 TKOF 数据。必须向 ATC 请求再加热起飞，并且应避免低空悬停飞机在进近时直接在屏障上方产生过度下洗气流，除非出于飞行安全原因需要。着陆后，正在使用的跑道东侧被指定为多架飞机恢复的慢速通道。
车顶测试模块作为无人机推进系统风洞测试的低成本替代方案
摘要：为了评估小型无人机 (UAV) 的电机和螺旋桨性能，我们开发了一种车顶测试模块。该设备允许在平均流中表征螺旋桨和电机组合，而无需风洞测试固有的投资。此外，推进系统可以在真实环境中进行可靠性测试，而不会对机身造成风险。报告了螺旋桨效率、推力系数、功率系数以及电机和电子速度控制器的温度作为感兴趣的初始参数的测量值。将不同前进比下的推力与风洞测试数据进行比较，以衡量该技术的准确性。该模块在其预期角色中表现良好，建议在时间紧迫或低成本应用中使用类似的设备。DOI：10.1061/(ASCE)AS.1943-5525.0000425。© 2014 美国土木工程师学会。
![arxiv：2108.11665v1 [physics.optics] 2021年8月26日](/simg/2\26864fb6ebf6ede4e7b9a6f03ee84b26106bc792.webp)
arxiv：2108.11665v1 [physics.optics] 2021年8月26日
摘要：激光消融过程中从目标表面发出的材料会在相反的方向上产生净推力（推进）。这种激光驱动的推进的能量效率由机械耦合系数（𝐶M）给出。在这项工作中，我们考虑了铝6061合金的纳秒紫外线激光消融，以使用不同的辐照条件研究𝐶m行为。这是通过系统变化来完成的：激光束的功能，均匀/非均匀强度和入射角。特别是我们发现，在处理不均匀的激光强度时，专门表征𝐶m，而the则并不完全令人满意，因为辐照区域上的能量分布在消除材料的方式中扮演着键角，在蒸发和相位证明和相位 - 塑性和冲刺之间产生了键作用。
光子空间推进的前景和物理机制
电磁辐射是太空中丰富的能源，可为行星际和恒星际任务提供温和而持久的推力。微型激光和太阳能推进平台的早期成功证实了它们在近地和深空探索中的潜力，尽管实际实现可靠的光子设备并非易事。出于对太空探索的兴趣，本简短报告概述了这一新兴领域的最新成就。我们重点介绍了几种通过光子-物质相互作用产生推力的光致机制，例如光子压力和烧蚀、光梯度力、光诱导电子发射等，这些机制可能会对太空推进产生技术影响。最后，我们概述了这些机制在实际应用中面临的一些关键挑战和可能的解决方案，并提出了光子推进领域未来发展的分类和指导原则。
无人机系统在气候控制实验室中的表现
摘要 尽管许多研究都集中于提高自动驾驶能力和将人工智能带入无人机系统 (UAS) 的策略，但与这些飞行器在非常规天气条件下的性能相关的实验活动仍然很少。 气温和海拔直接影响 UAS 应用中小型螺旋桨的推力和功率系数。雷诺数通常在 10,000 到 100,000 范围内，重要的空气动力学效应（例如层流分离气泡）会对推进性能产生负面影响。开发自主 UAS 平台以减少飞行员的工作量并允许超视距 (BVLOS) 操作需要实验数据来验证这些创新飞行器的能力。需要高质量的数据来深入了解 UAS 在非常规飞行条件下的局限性和机遇。本文的主要目的是介绍螺旋桨和四旋翼飞行器在压力气候控制室中的能力特性。使用专用测试装置在各种温度和高度下测量机械和电气数据。测试结果以推力和功率系数趋势的形式呈现。实验数据显示，雷诺数低是导致推力性能下降的原因。此外，还讨论了考虑不同温度的无刷电机性能细节
航天飞机主发动机
太空运输系统 HAER No. TX-116 第 248 页 第三部分 航天飞机主发动机 简介 航天飞机主发动机 (SSME) 是世界上第一台也是唯一一台适用于载人航天的完全可重复使用、高性能液体火箭发动机。分级燃烧发动机燃烧 LO2 和 LH2 的混合物将航天器送入太空。ET 为三个 SSME 提供燃料和氧化剂，SSME 在动力飞行的前两分钟与双 SRB 协同工作。发动机从点火到 MECO 总共运行了大约八分半钟，燃烧了超过 160 万磅（约 528,000 加仑）的推进剂。SSME 为航天飞机提供了超过 120 万磅的推力。SSME 分级燃烧循环分两步燃烧燃料。首先，双预燃室燃烧涡轮泵中的大部分氢气和部分氧气，产生高压和有限温度下的富氢气体。热气流推动高压涡轮泵中的涡轮。涡轮废气流入主燃烧室，燃料在这里完全燃烧，产生高压高温的富氢气体。主燃烧室的废气通过喷嘴膨胀产生推力。在海平面，推进剂为每个发动机提供大约 380,000 磅的推力，额定功率水平 (RPL) 或 100% 推力；390,000 磅的标称功率水平 (NPL) 或 104.5% 的 RPL；420,000 磅的全功率水平 (FPL) 或 109% 的 RPL（或在真空中分别约为 470,000 磅、490,000 磅和 512,000 磅）。发动机可在 67% 至 109% RPL 的推力范围内以百分之一的增量进行节流。所有三个主发动机同时收到相同的节流命令。这在升空和初始上升期间提供了高推力水平，但允许在最后的上升阶段降低推力。发动机在上升过程中采用万向节来控制俯仰、偏航和滚转。SSME 的运行温度比当今常用的任何机械系统都要高。点火前，地球上第二冷的液体 LH2 的温度为零下 423 华氏度。点火后，燃烧室温度达到 6,000 华氏度，比铁的沸点还要高。为了满足严酷操作环境的要求，开发了特殊合金，例如 NARloy-Z（Rocketdyne）和 Inconel Alloy 718（Special Metals Corporation）。 1036 后者是一种镍基高温合金，用于大约 1,500 个发动机部件，按重量计算约占 SSME 的 51%。
旋转磁场推力器效率损失实验研究
摘要 本文介绍了一项关于旋转磁场 (RMF) 推进器低推力效率的实验研究。该技术成熟度较低，但可能成为使用替代推进剂实现高功率太空推进的候选技术。对 5 kW 级 RMF 推进器进行了直接推力台架测量，结果显示推力效率为 0.41 ± 0.04%，比冲为 292 ± 11 s - RMF 推进器运行的典型值。使用一套远场探测器为 RMF 推进器性能的现象学效率模型提供信息，该模型考虑了发散、功率耦合、质量利用率和等离子体/加速效率。结果发现等离子体效率处于临界低值，为 6.4 ± 1.0%。这表明 RMF 天线耦合到等离子体的大部分能量在转换为推进器光束中的定向动能之前就丢失了。为了确定这些损失的来源，使用三重朗缪尔探针对内部等离子体特性进行了时间分辨测量。发现碰撞激发辐射和壁面损失是两个主要的损失过程。与其他电力推进结构相比，该装置表现出异常高的等离子体密度（> 10 19 m − 3），这可以解释这一趋势。根据效率分析的结果，讨论了探测技术的局限性以及改进 RMF 推进器性能的策略。