简介：对流函数法，流线曲率法和欧拉法的计算结果进行了比较分析，得出了六条适应性的结论。从方程体系，计算方法上进行比较，同时对某三级轴流压气机进行了校核，但到目前为止，仍没有足够的实验数据表明哪一种方法更好一些。因此建议在设计过程中应抓住问题的主要矛盾，灵活运用三种方法分析问题。

简介：本文联合应用S2流面正问题计算和多级局部优化设计对某三级涡轮进行多级气动优化设计。优化联合采用人工神经网络和遗传算法。流场计算采用全三维粘性流N—S方程求解，计算网格采用H—O-H型网格，即入口段、出口段采用H型网格．叶片区域采用O型网格。通过优化，总效率提高1．1％，总体性能提高，达到设计要求。

简介：某型号火药起动器壳体采用新材料1Cr11Ni2W2MoV,需要进行焊接工艺研究。针对此产品进行了自动TIG焊工艺试验,对比了S-659和HGH367两种焊丝以及不同焊接电流、焊接速度配合所焊焊缝的组织及性能。结果表明,采用S-659焊丝以及大电流高速焊的"大规范"的焊接参数所焊焊缝,成形、组织及性能均更优,焊缝质量满足QJ1842-95Ⅰ级要求。在此基础上进行了产品模拟件及正式产品的焊接,所焊产品经X光检查合格,液压、气密试验考核合格,满足使用要求。

简介：通过工艺试验和系统分析,研究出一套用真空感应铸造炉生产S-08钢铸件的工艺方法,解决S-08钢真空熔模精密铸造过程中的关键工艺技术问题,使S-08钢铸造的液氧/煤油发动机低压壳体、氧主阀下壳体等关键铸件满足高压、高冲击的负荷指标.

简介：针对结构强度实验室传统传感器信息管理模式效率不高的问题，对现状进行可行性分析，提出建立基于B／S架构的传感器信息管理系统，在实现信息在线共享的同时，更有利于工作效率的提高。选用合适及更为优化的管理信息系统开发方法及工具进行B／S架构设计，实现对传感器信息管理的升级，有效提升实验室设备使用时的工作效率，对加快试验进度以及缩短试验周期具有重要意义。

简介：涡流冷却是一种新型的推力室冷却技术，采用该技术可以简化推力室结构、降低成本，并提高系统可靠性。本文在综合国外研究成果的基础上，对涡流冷却技术进行了理论分析，设计出推力室结构，采用石英玻璃加工燃烧室圆柱段部分，并用高速摄影仪记录了燃烧室内的火焰图像。研究表明，涡流冷却透明燃烧室方案是可行的，燃烧稳定段燃烧区域占燃烧室的55％～60％。

简介：S弯隔离段可以解决进气道出口和燃烧室入口处在不同水平高度的飞行器在结构设计上的困难。为考察来流马赫数为2．0时S弯构型对隔离段流场结构和性能参数的影响，在不同边界条件下对3种不同转弯方式的s弯隔离段和等直隔离段进行数值模拟。结果表明，在流场结构方面，S弯隔离段入口拐角处出现斜激波／膨胀波的相交与反射，上、下壁面分离区交替扩大、缩小。在抗反压性能方面，中心对称型和后部转弯较急型隔离段性能稍逊于等直隔离段，前部转弯较急型隔离段性能与等直隔离段相当。在总压恢复性能方面，高反压时前部转弯较急型隔离段性能最好，但在低反压时流场存在剧烈振荡，总压恢复性能最差。因此工作在高反压条件下的隔离段推荐采用前部转弯较急型，而低反压条件下则采用另外两种比较合适。入口边界层厚度对s弯隔离段流场结构和性能的影响有限。

简介：

简介：

简介：~~

简介：本文概述了K—1火箭推进系统及其研制情况。目前随着推进系统各主要组合件考核的完成,首枚火箭即将完成。已经完成的组件图样表明推进系统是可行的。

简介：飞机损伤检测数据库系统是根据飞机损伤检测需要设计实现的一个数据库web应用系统，通过本系统可以便捷的进行飞机损伤检测数据的存储、管理、检索等工作，为数据分析奠定基础。系统采用B／S结构，位于服务器的Web应实现web应用程序对数据库的操作；为了避免检索结果数据量较大时占用过多网络资源并影响系统的响应速度，采用存储过程分页技术实现数据分页用程序采用ASP．NET技术开发，并将其划分为表示层、业务逻辑层和数据访问层；使用SQLServer进行试验数据管理，并通过ADO．NET技术功能；为了有效利用已有Word格式的数据资源，并生成标准化Word文档报告，系统提供了Word格式文件的导入导出接口。

简介：目前正在研究采用F-1的衍生物——F-1A作助推发动机,采用SSME作上面级发动机。现已完成了F-1A发动机再次启动的性能评估研究。已确认该发动机改型项目的总数达224项,最直接的问题是生产现代化或利于规模生产。研究中未找出至关重要的技术问题。对SSME的评估着重于高空起动或轨道再起动组合使用的模拟。本文讨论了入口压力变化及热响应相互之间的关系。对阀的工作程序和发动机上控制孔板作了小小调整,使发动机的高空起动模态与地面起动的情况相同。发动机的轨道模态还要求有少量推进剂进行再循环并稍加一些加热控制,以确保在初始射入后从一个轨道到三个轨道的满意起动。

简介：在研究国内外核心机系列发展研究成果的基础上,以中国燃气涡轮研究院研制的5kN推力涡扇发动机的5kg/s流量级核心机为平台,开展了核心机派生发展10kN推力中等涵道比涡扇发动机的应用研究。通过对派生发动机方案实施效果的分析,验证了核心机派生发展发动机技术途径的可行性。归纳了系列发展在核心机设计时应考虑的主要因素,以及发展大推力跨度和不同用途发动机时核心机所需的改进设计。

简介：本文以2Dsic／BN／（sic／BN／sic）为研究对象，主要研究在1200℃温度下，应力氧化耦合情况下材料力学性能、微观结构和化学成分的变化。结果显示水氧环境1200℃蠕变后2DSiC／BN／（SiC／BN／SiC）的剩余弯曲强度呈先降后升趋势，断裂模式仍是韧性断裂，基体中BN自愈合层能起到裂纹偏转及阻止氧化气氛直接作用到界面的作用。

简介：针对采用氧化亚氮推进剂的单组元微推力器开展了比冲性能影响因素的分析，分析结果显示微推力器比冲与氧化亚氮分解效率及喷管扩张比有着密切关系。利用有限元分析法对高空及地面试验两种工况下氧化亚氮单组元微推力器喷管的结构温度场开展了数值仿真计算，并在结构温度场仿真计算的基础上进一步对地面试验用喷管的结构应力场进行了分析。初步试验表明，所设计的微喷管在地面工况下工作良好。

简介：提出将一氧化二氮作为一种应用于新型小卫星的推进剂.由于它所具有的独特性质,一氧化二氮能够用在冷气、单组元、双组元以及电阻加热式推力室上,从而涵盖了所有小卫星的推进系统。这种推进剂不需要增压系统,因此,在各种小卫星推进系统中使用一氧化二氮是大有好处的。为了展示一氧化二氮作为火箭推进剂所具有的优势,提出了利用可多次起动的单组元推力室进行催化分解的方案。为此,Surrey大学对一氧化二氮的催化分解进行了研究.本文给出了最新的研究成果。

简介：~~

简介：介绍了采用YAG脉冲激光器焊接不锈钢1Cr18Ni9Ti的工艺过程,通过调整离焦量、焊点重叠率、峰值功率和脉冲宽度进行试件焊接,并对焊缝熔深进行检测。试验结果表明:离焦量对焊缝熔深影响较大,负离焦量时可以获得较大的焊缝熔深;峰值功率对焊缝熔深影响最大,但峰值功率过大易出现焊接飞溅;焊点重叠率与焊缝熔深有效性密切相关,对产品密封性能影响大;脉冲宽度对焊缝熔深影响较小,对焊缝表面成形状态影响较大。针对推进系统中阀门壳体激光焊缝熔深要求,优化了工艺参数。采用上述工艺规范焊接的阀门产品已经过飞行考核。

简介：美国国家航空航天局/喷气发动机实验室(NASA/JPL)飞往土星的凯瑟林飞行器将于1997年10月发射,利用4年时间到达行星轨道,然后于2004年抵达土星表面。该飞行器主推力矢量及姿态的控制由凯瑟林推进组件子系统(C—PMS)提供。此系统将使用大量军用高温常闭阀(NC)以完成未来11年持续飞行(MMD)的艰巨重任。这种高温阀应具备在未接到动作指令时,一直可使流动介质隔开的功能;而一旦打开,该阀应不妨碍介质流通且可防止内部介质泄满至阀外。为使外泄漏量满足飞行器行星飞行任务的要求,在仿Viking设计基础上对设计细节加以改进。本文提供的就是经过质量鉴定的设计解决办法;另外,它还提供了一种对作动后检漏的先进技术,此技术可更好地用来测试阀体内主要金属对金属间的气体内泄漏.