简介：介绍了纳米技术在液体火箭发动机的应用现状,对今后纳米技术在液体火箭发动机的应用前景和效果作了初步探讨.重点叙述了我国自行研制的液氧/煤油高压补燃发动机上采用的纳米技术及一些工艺方法,同时将它们的试验情况作了对比分析.提出了今后在液体火箭发动机中采用纳米技术的设想和建议.

简介：波纹管输运高速流体时经常会发生疲劳破坏,流体诱导波纹管振动是导致波纹管疲劳破坏的重要因素之一.通过归纳总结国外相关研究成果,阐述了流体诱导振动的机理：液体诱导波纹管振动属于漩涡脱落诱导振动;气体诱导波纹管振动属于声振荡-弹性耦合振动.根据研究结果提出了抑制振动的措施.

简介：为了实现深微锥孔汽蚀管的精密机械加工,研究了汽蚀管收敛段与喉部精密车镗加工、Ф0.65通孔钻孔加工以及6°锥孔铣铰加工工艺。针对6°锥孔的铣铰加工,定制了京瓷6°锥铣刀和6°锥铰刀,刀具材料为高强度亚微粒碳化钨,刀具表面涂层为高硬度纳米复合结构涂层,刀具结构为能抑制振动并增加刃口强度的特殊结构。得出了深微锥孔汽蚀管最佳工艺规范。采用该工艺规范加工生产的汽蚀管内表面表面粗糙度为Ra0.4,满足设计要求;采用该工艺规范加工生产的汽蚀管通过了液流试验,试验结果满足设计要求;装配有采用该工艺规范加工生产的汽蚀管的发动机已经通过了地面热试车考核。

简介：摘要：在进行热效应的模态分析中，热应力可以视为预应力。本文比较详细地描述了MSC．Patran平台下建立波纹管结构有限元分析模型的方法，应用MSC．Nastran软件进行了两种模态分析，第一种是仅考虑因温度导致的刚度降低引起的波纹管固有特性变化；第二种是在第一种基础上考虑了热应力和波纹管内部压力，处理方法是首先进行应力分析，获得预应力效应矩阵，并将外部载荷转化为结构的额外刚度，再通过MSC．Nastran非线性求解模块进行包含预应力的模态分析。结果表明，结构温度发生显著变化并引起热应力，进一步影响到结构的固有振动特性。

简介：描述了飞机客舱内起吸声作用的材料或结构及其吸声状况，给出了十多种飞机舱内材料的吸声系数测量结果，并进行了相关分析，为飞机舱内声学设计提供参考依据。

简介：基于高空台升温试验原理和已有试验数据，对影响升温过程的因素进行了分析，得出混合器出口温度值的高低是影响升温速率的主要因素。同时，采用基于试验数据的建模方法，将经验值转化为数学模型，实现了高空台升温过程的数值模拟。

简介：为了提高火箭运载能力，常规二级发动机设置了混合比调节系统。通过建立发动机系统非线性静态特性仿真模型，并结合地面试车数据，开展发动机混合比调节特性分析。结果表明：发动机的混合比调节范围达到-3．13％～＋3．20％，完全满足火箭推进剂利用系统的要求，且有一定的余量；混合比调节系统既达到了调节发动机混合比的目的，又能保持发动机的推力基本不变。采用静态仿真模型可以很好地描述发动机稳态工作过程中的混合比调节特性，具有较高的精度。

简介：提出了一种缝合复合材料接头的二维有限元模型的建立方法。该方法包括表现层压板截面内弹性模量的表观工程常数的推导，缝线模型的建立，以及分层破坏的模拟。该方法建模简捷，计算时间短，可以用来快速估算接头的连接强度。

简介：设计了一套密闭环境液滴燃烧实验系统,开展了不同实验工况下偏二甲肼(UDMH)液滴在四氧化二氮(NTO)环境中的着火燃烧实验,详细分析了UDMH单液滴着火燃烧特性,考察了燃烧室温度、压力、液滴初始直径及速度对燃烧过程的影响。结果表明,液滴燃烧经历了初始燃烧阶段,剧烈燃烧阶段和熄燃阶段3个过程。其中,初始燃烧阶段和熄燃阶段的持续时间均较长。燃烧过程中,燃烧火焰呈现出明显的双火焰峰结构,内层为规则的椭圆形分解火焰峰,外层为带有尾迹火焰的扩散火焰峰。增加燃烧室温度促使液滴表面与内部的燃料快速蒸发,形成了充足的燃料蒸气环境,有助于液滴的着火燃烧;燃烧室压力的增加加快了反应速度,减少了液滴生存时间;增大液滴下落速度导致液滴表面蒸发流率得到增强,更易产生足够的燃料蒸气,促进燃烧的进行,从而有助于液滴生存时间的减小。

简介：针对高超声速二维混压进气道,以最大总压恢复系数为目标,基于多楔面内收缩段设计原理,利用多楔角方法设计内收缩段长度和出口高度等。通过比较不同攻角下二元进气道总压恢复系数、流场及启动情况等多方面特性,验证了改变攻角对进气道启动特性改善的效果。

简介：强度校核是飞机设计过程中的一个重要环节，但多数校核过程仍停留在手工阶段，为此，我们在MSC-PATRAN平台上，开发了一个交互式强度校核界面，在总体结构应力分析的基础上，利用校核部位的各种细节数据、校核软件和PATRAN图形显示，完成了飞机纵向结构的强度校核，实现了结构总体建模分析、细节建模强度评估和结果显示一体化。

简介：针对RBCC发动机Ma=2.5~7.0的宽范围工作要求,提出了一种部分顶板转动+唇口平移的二元进气道变几何方案,并通过数值仿真对其总体性能和调节方法进行了研究。结果表明:采用激波依次封口设计概念的变几何进气道在高低马赫数下的总体性能较优,尤其具有良好的流量捕获能力。转动部分顶板的变几何方案拓宽了进气道工作范围,向后平移唇口可以实现超额定工况的起动和Ma=2.3的自起动。变几何进气道的调节方法简单、工程应用可行。

简介：对压力雾化喷嘴的环管燃烧室，在不同进气参数下进行了模拟高空状态的点火试验研究，并对试验结果进行了数理统计分析。

简介：随着空间技术的开发和应用,使用双组元推进剂的空间发动机得到了广泛的应用,由于缺乏对空间环境条件详细、深刻的认识,因此,对双组元空间发动机在空闻环境条件下多次起动的点火特性需要有一定的认识和了解,以提高我们的设计水平,更好地为拓展发动机空间技术应用领域服务。本报告主要介绍双组元四氧化二氮/肼类推进剂组合发动机的空间点火特性,主要是美国从六十年代以来对双组元四氧化氮/肼类推进剂组合的空间点火特性进行研究的一些结果,尽管这些试验条件与实际情况存在一些差异,但是,对空间发动机设计依然能够提供出有重要参考价值的结论

简介：在高空、低速、低雷诺数下，进行具有较强抗分离能力的新叶型研究，探索叶型设计的新概念和新方法，并发展相应的低雷诺数压气机叶片二维设计技术是十分关键的。本文进行了低雷诺数条件下二维压气机叶栅流场计算与对比，在探索高空、低速、低雷诺数对压气机叶型性能影响的基础上，以发展适应低雷诺数流动的、具有较强抗分离能力的新叶型为最终目标，进行叶型设计新理论和新方法的探索，为最终突破低雷诺数下叶型设计的关键技术提供了可行的途径，并为三维叶片优化造型打下了基础。

简介：二级发动机地面试车时游机喷管内气流要出现分离现象,直接影响二级主机和游机的性能计算结果,长期以来一直是我们发动机理论研究面临的一大难题。本文提出的游机短喷管和大喷管分离准则及分离位置的确定方法,喷管内气流分离时游机地面比冲及地面推力的计算方法,成功的解决了这一问题。

简介：提出了一种改进二分法的被动振动控制，它能够根据外界环境变化自适应调整电感大小，很好的克服被动控制鲁棒性差的缺点。在恒定激振力单模态和随机激振力下，将改进二分法的被动控制仿真结果与传统的被动控制仿真结果进行比较，从结果我们可以看到这种新方法控制效果理想。

简介：将发动机热端部件一弯曲混合管埋入尾机身模型内部并引入旋翼下洗气流与热排气强迫混合，这是一种新型的一体化红外抑制器结构。通过数值模拟和实验分析比较了波瓣喷管与旋翼下洗的混合流场，并且获得了不同旋翼下洗气流作用下模型壁面的红外辐射光谱。结果表明：在弯曲混合管出口存在低压区，使得周围冷却气流在压差的驱动下被不断吸入混合；模型的红外辐射主要以8～14μm波段的红外辐射为主，随着旋翼下洗气流速度的增加，模型的红外辐射强度逐渐降低。

简介：翼刀技术是附面层控制技术的一种,主要是通过有效阻断端壁附面层或叶片吸力面附面层近端壁处低能流体的横向迁移或径向迁移以及反向翼刀涡的影响来控制二次流.国外对此项研究起步较早,重点集中在对汽轮机叶栅的实验研究上;而国内在近几年,才开始了对压气机叶栅中应用翼刀技术的实验和计算研究工作.

简介：利用GEMCHIP程序的数值模拟方法.检验了燃料液膜冷却的双组元发动机边界层扰流块对燃烧性能的改善,以及性能的增益与扰流块几何形状的关系。改善燃烧的主要机理是在于强化了中心区和边界区火焰的燃烧。即处于中心区的燃料液滴的正常燃烧和被边界层扰流块迫使参与液膜冷却的燃料液滴向中心区转移而加强。另外,扰流块后的尾区里的一些氧化剂液滴.在富燃的近壁区开始了共轭燃烧。对于一种没有预先混合的双组元喷注器,在有扰流块的燃烧室中。氧化剂和燃料的燃烧效率所得到的增益,高达20～30％。为改善燃烧,对扰流块的三种结构方案进行了模拟实验,其中,裁面为三角形和矩形的扰流块结构在燃烧效率上比截面为半圆形的扰流块能获得更高的增益。对于预先混合型的喷注器(有很高的燃烧效率),燃烧效率的增益相当高,其总的燃烧效率达到0.99甚至更高。本文还讨论了将来的研究领域,涉及燃烧中的涡流问题。