简介：随着导弹等高速飞行器设计速度的不断提高，由于气动加热引起的结构内部热效应越来越严重，由于高超速飞行器热防护的需求，对轻质材料的隔热性能研究显得尤为重要。本文采用气动热试验模拟系统对某轻质隔热材料进行表面气动加热模拟试验，并且在对试验结果分析的基础上，利用有限元计算软件建立了考虑传导一辐射传热耦合作用的轻质隔热材料的一维传热计算模型，计算在稳态条件下隔热材料的隔热效率，同时与试验结果对比，验证模型在计算稳态隔热效率方面的可信性和有效性，并为数值模拟方法能够在一定程度上较好地替代价格昂贵的气动热模拟试验打下基础。

简介：再生冷却结构能承受高温，对超然冲压发动机具有重要的应用前景。本文阐述了复合材料再生冷却结构防热性能试验原理，建立了试验装置，对试验控制与测量方法进行了详细介绍，再生冷却结构试验方法的研究为其结构设计提供了技术支持。

简介：针对直通道逆流型和45°叉流型两种结构形式的、适用于燃气轮机的一次表面换热器在大雷诺数工况下的流动换热特性,开展了数值模拟研究。将直通道逆流型换热器的数值计算结果与换热器校核计算结果进行了比对,发现两者结果较为吻合。同时还对比分析了两种结构形式对一次表面换热器流动换热性能的影响。结果表明,由于波纹板呈45°交替放置,45°叉流换热器内部流动复杂,局部存在明显的涡流强化换热,气体流动通道内的速度、温度分布极不均匀;此外,45°叉流换热器的换热性能强于直通道逆流换热器,但其冷热两侧压降也大幅增大。通过分析换热器的内部流动换热特点和主要性能参数,为一次表面换热器芯体优化设计提供了依据。

简介：采用一维的半经验半理论计算方法，对某型中等推力加力涡扇发动机带隔热板收－扩喷管调节片壁温进行了计算，并将计算结果与俄方相同条件下的计算结果进行了分析比较，二者基本吻合，研究结果表明，所提出的计算方法简单有效，可用于轴对称喷管的工程设计。

简介：本文提供了热等静压(HIP)粉末冶金(PM)铼(Re)和电沉积(ED)铼的材料性能数据。高性能辐射冷却推力室用铼作基体材料,然而,铼的机械性能数据,特别是高温下(>1650℃)的数据比较少。对于这两种制造方式的铼材,已获得了从室温到高温2200℃的拉伸数据。PM试件是5cm长的棒,而ED试件是10.2cm长的平板。HIPPM试件还进行了低周疲劳试验和蠕变断裂试验。试验前所有试件均在1649°下退火30min。这些数据与以前公布的有关化学汽相沉积,压制和烧结PM,轧板PM以及HIPPM铼试件的试验结果进行了比较。

简介：为满足某型号运载火箭动力系统试验液氧加注温度要求，需对加注过程进行热力性能分析。通过对常规氧加注过程因漏热和流阻损失引起的温升、液氧泵效率损失引起的温升进行理论计算，得出常规氧加注过程液氧温度变化规律。此外，通过对过冷氧温度掺混特性进行理论计算和数值仿真，得出过冷氧加注的热力性能。上述分析结果与实测数据进行了比对，结果表明，理论分析结果与实测结果吻合性好，液氧加注过程热力特性分析方法正确可行．

简介：对于泵压式变推力发动机和先进的冲压发动机,需要涡轮泵变工况工作,涡轮泵变工况性能是该类发动机研究的一个重点。结合上面级验证性发动机试车,对游机涡轮泵变工况的性能和稳定性进行分析研究。通过泵全流量特性试验和汽蚀试验,得出泵能够在额定流量点25%处稳定工作的结论。对涡轮工况变化后的燃气参数、入口压力、出口压力及效率进行分析,认为涡轮也能够稳定工作。给出了游机涡轮泵可以参加验证性试车的结论,并得到了发动机试车的验证。

简介：以某涡扇发动机为平台，采用正交叶片设计和全三维设计等技术全新设计的低压涡轮，负荷水平较原型提高10％，且设计过程中强调在整机环境中验证低压涡轮的匹配性能。试验结果表明，新设计的低压涡轮满足设计要求，在涡轮负荷水平大幅提高的情况下效率提高O．5％；在发动机整机试验中与其它部件具有良好的匹配工作性能，顺利完成了该整机平台的地面试车，发动机不加力最大状态推力增加464daN，超过原计划增加200daN的指标。

简介：多组分燃料蒸发燃烧特性是当前国内外研究的热点，综合采用开窗试验和数值仿真方法，得到了不同酒精浓度（50％、65％和85％）燃烧的火焰结构，分析了酒精浓度对燃烧效率的影响。研究表明：仿真结果和试验结果符合得较好；酒精浓度越高，液滴在燃烧室蒸发越快，燃烧效率越高。

简介：空间转移飞行器和其它动力及推进系统都需要长寿命的涡轮泵,现在涡轮泵中所使用的滚动轴承无法提供足够的寿命来满足这些应用。在许多高速透平机械应用中,流体箔轴承在较宽的温度和工质范围内,表现出了长寿命和高可靠性的优点。然而在低温工质中,有关箔轴承性能的现有数据还非常少。美国的国家航空和航天管理局(NASA)以及AlliedSig-nal空间系统与装备公司(ASE)共同合作研究了片式柔性箔轴承在液氧和液氮中的性能。马歇尔空间飞行中心(MSFC)和ASE合作进行内部研究和发展计划,这项工作论证了箔轴承的最小承载量在液氧中是1.834兆帕,在液氮中是2.427兆帕。而且,还得出了箔轴承的直接阻尼系数为7×10~3到8.75×10~3牛·秒/米,为上面级发动机涡轮泵设计的箔轴承在液氮中的阻尼比是0.7到1.4。通过本次试验的结果以及在空气循环机械及其它应用中多年来的成功使用经验,美国准备用片式柔性箔轴承在液氧涡轮泵中进行试验。

简介：以150×100LN-32型螺旋离心泵为研究对象，对其汽蚀方程、汽蚀条件和控制方程进行了分析。采用CFD软件Fluent，选用标准k-ε模型，对螺旋离心泵的汽蚀过程进行了模拟，找出了最容易发生汽蚀的部位。从泵汽蚀基本方程式出发，通过对螺旋离心泵的结构和汽蚀结果进行分析，指出其汽蚀部位最容易发生汽蚀的原因和其具有低的必须净正抽吸压头，即抗蚀性。

简介：在离心泵前加置诱导轮是保证离心泵获取优越汽蚀性能的关键途径。针对某型号液体火箭发动机诱导轮,采用CFD技术研究了轮毂型线形状对诱导轮汽蚀性能和扬程的影响。结果表明,在具有相同入口流动状态条件下,改变诱导轮轮毂型线形状可使诱导轮产生不同扬程。

简介：在六种湿热环境下对九种复合材料湿态时的开孔拉伸、开孔压缩强度以及常温自然干态情况下的层间剪切强度，三点弯曲强度与模量进行了对比试验研究。试验结果表明：新型复合材料的强度性能同T300／5405和T300／QY8911相比大大提高；高湿热环境对复合材料层压板的开孔拉伸强度几乎没有影响，但却引起开孔压缩强度的大幅下降；采用缝合工艺虽可使复合材料的层间性能及损伤容限有一定程度地提高，但却造成材料吸湿量的大幅增加，致使其压缩强度及耐湿热性能出现明显下降。

简介：本文对同轴离心式喷嘴的雾化性能进行了实验研究,通过喷嘴中心管内壁液膜流动的理论分析及破碎模式分析建立了喷雾模型。喷嘴出口的液膜厚度采用接触式针形传感器测量,对喷嘴内壁液膜流动过程进行了理论分析,推导出了液膜破碎长度和液膜喷射角的经验公式,并与测量值进行了对比。通过研究液膜厚度和液膜喷射角建立了液膜雾化模型。采用相位多普勒粒子分析仪对同轴离心式喷嘴液膜的雾化性能进行了测量,并将实验数据与数值模拟值进行了对比。

简介：为了研究氢氧直流同轴式喷嘴的结构参数和工作参数对燃烧性能的影响,进行了热试验和分析,并拟合出了喷嘴缩进深度、速度比和动量比与燃烧效率的关系.研究表明:氧喷嘴缩进深度、氢氧喷射速度比和动量比等是影响氢氧同轴式喷嘴燃烧性能的主要因素,其中喷嘴缩进深度的影响最为显著.

简介：基于系留气球外场放飞试验中各典型结构部位的应变、过载与风速的实测结果，利用概率统计学与可靠性理论，提出了一套可行的应变与过载统计处理方法；给出了典型使用环境下气球结构的应变——概率统计结果，以及不同风速下的应变区间包线。并结合材料性能验证试验，建立了一个系留气球结构的强度性能评估方法。

简介：GLARE是一种新型的纤维金属层压板，兼有金属和复合材料的双重优点，在航空领域有着广阔的前景和应用潜力，是下一代飞机结构的首选材料之一。目前，国外已经对GLARE材料开展了比较系统的基础研究，国内的研究还处于起步阶段。针对两类典型的GLARE层压板制定了合理的试验方案，进行基本力学性能试验，获得了GLARE材料的基本力学性能，对试验结果和失效模式进行了分析，并与国外试验数据进行了对比，为GLARE层压结构的设计和分析提供了参考依据。

简介：复合材料在新型客机上得到广泛应用，飞行过程中机身外表可能遭受冰雹袭击，造成机体破坏，危害乘客安全。为研究复合材料蒙皮抗冰雹冲击性能，本文首先基于弹塑性模型，考虑应变率强化效应和脆性断裂行为，建立冰雹动态本构，并根据冰雹撞击传感器试验数据修正冰雹模型参数；然后通过引入三维Hashin失效准则和Cohesive界面元，模拟复合材料的纤维断裂、基体压溃和脱粘分层损伤破坏行为；进而建立复合材料层合板抗冰雹冲击的数值模型，并研究其在不同冲击速度下的动态响应和损伤特性。数值结果表明：针对本文复合材料层合板构型，冲击失效阚值能量为232J；冲击载荷峰值和冲击点位移随冲击速度的增大而增大，但增幅趋缓；分层损伤面积与冲击速度近似呈线性关系；相邻层的铺层角度差为90°时，其层间分层现象更为显著。

简介：在LOX/RP—1和LOX/LH2发动机并行使用的单级入轨火箭中,运用最优控制理论使得火箭性能达到最佳。出于简单性和本文只进行理论特性研究方面的理由,对火箭的运动分析没有考虑引力和气动力的影响,文中假定贮箱质量按推进剂总加注量比例计算。对于给定的有效载荷和速度增量来说,最优控制的目标是运载器总质量或干质量最小。分析结果给出了发动机混合比的最优值和烃发动机的最佳关机时间。结果证明:在起飞时,采用烃发动机可以使运载器系统干质量最小;然而,在总质量最小的情形下,运载器仅需要最高的速度增量。文中也考虑了发动机推力水平和质量大小对火箭性能的影响。

简介：本文针对新型航空燃气涡轮发动机不断提高的涡轮进口温度，在以往研究工作的基础上。对一些有代表性的、特别是新研制的变形高温合金进学了试验，研究了试验温度对热疲劳寿命的影响，给出了试验温度与疲劳寿命的关系式；研究了试验温度对热疲劳裂纹扩展规律与断裂方式的影响。