简介：离心式喷嘴在火箭发动机中广泛应用,以往的研究中对双组元离心式喷嘴的外喷嘴流动特性研究较少,通过数值模拟方法研究外喷嘴流动特性。针对典型双组元离心式喷嘴结构,运用CFX软件数值模拟研究其外喷嘴的流动特性,获得喷嘴的典型流场结构,将数值模拟结果与试验结果对比,验证数值模拟方法的有效性。研究内喷嘴对外喷嘴流动特性的影响,获得内喷嘴直径、缩进长度对外喷嘴流量系数、雾化锥角的影响规律。数值模拟结果可以更详细的给出喷嘴流场特点及喷嘴流动特性,运用数值模拟方法可以更准确的指导喷嘴设计过程。

简介：新型飞机均大量使用碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）作为结构用材，若缺乏足够的保护措施，这些CFRP结构在雷击之后往往会出现比传统飞机相应金属结构更为显著的损伤和破坏，因此飞机CFRP结构的雷击防护是一个对航空运行安全具有重大影响的关键问题。本文从人工雷击试验、雷击有限元数值模拟、雷击损伤表征和雷击防护措施四个方面综述了国内外关于雷击对飞机CFRP结构造成的损伤问题的研究进展，为后续开展雷击损伤检测研究奠定基础。

简介：介绍了离心泵泵压加注系统组成和工作原理,通过计算离心泵和泵压加注系统的扬程,得到扬程与流量关系式,绘制离心泵扬程与流量特性曲线和泵压系统扬程曲线,由两条曲线相交确定离心泵工作点。然后绘制泵压加注系统在管路流阻、容器液位动态变化情况下离心泵工作点的变化曲线,分别和离心泵扬程与流量特性曲线相交,分析曲线图上不同流阻、液位下的离心泵工作点,得出导致离心泵偏离正常工作点的主要因素。理论分析结果经验证与泵压加注系统实际运行结果基本一致。依据分析结果,制定了针对性的控制措施,达到提高离心泵加注系统的工作可靠性的目的。

简介：在飞行器结构地面热试验中,通常采用石英灯辐射加热对试验件进行加温,本文对石英灯加热系统设计需要关注的关键问题进行了研究。首先对试验件所需的加热功率进行了理论描述,然后对因试验件材料不同导致的加热器功率差异进行了研究,当试验件表面温度相同时,由于材料热沉不同,不同材料所需的加热功率差异很大。这些研究成果在结构热强度试验中具有较强的应用价值。

简介：振动会降低车载、舰载或地面用发动机组的结构寿命，甚至带来噪声污染，因此亟待对发动机组进行隔振安装设计。首先利用牛顿动力学方法分析发动机组在复杂激励环境和安装底板处于无约束边界条件下两种工况的运动特性，再采用Matlab／Simulink对其进行数值仿真，获得发动机隔振系统设计的参数确定方法，该方法可以为发动机隔振安装应用提供技术支持。

简介：本文介绍了LabVIEW开发环境下数据采集与信号处理的实现方式。以计算机和NIDAQPad6016数据采集卡为主要硬件，LabVIEW8．6．1为软件开发平台，调用NIDAQmx库函数．构建能够实现信号采集与信号分析的多功能虚拟仪器系统。

简介：通过试验研究和理论分析,研究了不同供应压力对气体在管路中充填特性的影响。试验结果发现,在文氏管喉部气体流速等于音速的前提下,且气体介质和文氏管喉部截面积不变时,在压力变化的初始阶段,供应压力的变化对产品喷前建压和泄压时间影响不大;通过理论分析得出供应压力与气体管路充填特性的关系,找到不同压力下快速确定气体管路充填特性的方法。

简介：本文将构件细节效应系数法应用于广布疲劳损伤的多元件损伤(MED)结构,给出了出现首条裂纹及多条裂纹时寿命的分析方法,并与试验结果进行分析比较,用试验中出现12条裂纹的寿命反推出现第一条裂纹的寿命与物理试验结果,误差在15%以内,对疲劳分析来说是非常接近的,工程分析结果与试验结果误差较大,基本也在工程可接受范围内。

简介：超燃冲压发动机的支板在高飞行马赫数下工作时,面临着非常严峻的热环境。对飞行马赫数为8时的支板热环境进行了研究,得到了前缘钝化半径与支板表面温度的关系;随后,对不同喷注总压,喷孔尺寸和喷注总温下的逆向喷注进行了数值模拟。数值模拟的结果表明,提高喷注总压和增大喷孔尺寸都有助于降低支板表面温度,在喷注总温上升到1000K时,逆向喷注仍然具有较好的热防护性能。

简介：涡轮静子蜡模成型工艺的改变,导致静子叶片表面状态有很大不同。在分析具体快速成型工艺原理的基础上,利用均匀B样条曲线构造不同表面状态的叶片型线,并进行内部流场数值模拟。结果表明,叶片表面越光滑,涡轮性能越接近理想设计状态。吸力面表面状态对涡轮性能的影响更明显,随吸力面光滑程度的增加涡轮效率和流通面积分别增大12%和3%。

简介：通过对某型飞机全机疲劳试验的跟踪检查、裂纹监测，归纳分析了全机疲劳试验的损伤分布及重点部位裂纹的扩展状态（规律）。此项研究，探明了飞机结构中可能出现早期疲劳问题的薄弱部位，及出现广布型损伤趋势。对飞机结构设计及维修具有一定参考价值，并且对于飞机无损检测、裂纹监测工作具有一定借鉴价值。

简介：采用浸泡腐蚀方法研究了TC17钛合金在50℃下3.5%盐酸溶液中的腐蚀形貌和腐蚀速率,并用电化学腐蚀方法研究了TC17钛合金在室温下不同浓度盐酸溶液中的极化曲线变化及腐蚀速率。研究表明:TC17钛合金在盐酸溶液中耐腐蚀性能降低,试件表面形貌出现明显变化。在50℃下3.5%盐酸溶液中腐蚀深度随时间(0~480h)呈线性变化,腐蚀速率随时间呈非线性变化;在室温下5.0%和10.0%的盐酸溶液中,TC17钛合金的极化曲线出现了钝化过渡区,且钝化电位与盐酸浓度相关。

简介：以单侧固支的分层损伤复合材料层合板为研究对象，利用有限元分析软件ABAQUS得到层合板结构振型位移分析数据，针对分层损伤进行了曲率模态分析。分析结果表明：在层板内一个区域存在分层损伤的情况下，其振型与频率的变化非常小，难以用于判断损伤位置，但分层损伤区域的曲率模态差值变化显著，采用曲率模态差法可以对层合板结构分层损伤位置准确判定。

简介：针对液氧/煤油发动机性能提升时管路流阻大的问题,采用电传热试验系统研究了高分子减阻剂对模拟管路中高流速火箭煤油的流阻与传热特性的作用效能,并采用分析仪器考察了高分子减阻剂的添加对火箭煤油理化性能的影响。研究结果表明,含有0.05%减阻剂的火箭煤油的理化性能满足《液体火箭发动机用煤油规范》关键技术指标要求;减阻剂的添加对火箭煤油产生一定的减阻效果,在流速20-60m/s,温度50-200℃范围内,JZ-1的减阻率达60.3%-76.4%,JZ-2的减阻率为33.1%-48.4%;而减阻剂的添加降低了火箭煤油的传热性能,且减阻剂分子量越大传热性能降低越明显,在流速50m/s,温度175℃时,添加JZ-1,JZ-2后火箭煤油传热系数分别下降32.8%,8.3%。从减阻剂在改变流动阻力和传热两方面评价,JZ-2对火箭煤油具有较佳的综合性能。

简介：气候环境实验室通过以载冷剂为冷媒的翅片管式换热器对空气进行温度处理，可实现室内温度达-55℃～＋74℃。在低温环境下，还进行降雪、冻雨、冻雾等试验，这将引起换热器结霜。换热器结霜将导致换热性能降低、系统阻力增大等问题，不及时除霜将严重影响实验进行。本文从降低结霜影响和融霜两个方面提出了适用于以载冷剂为冷媒的换热器的除霜方案，并进行了实验研究。实验结果表明，结霜换热器能够对来流空气预先除湿，降低结霜影响，通过循环加热换热器内的冷媒可在短时间内将换热器加热、融霜。根据实验结果设计了换热器除霜系统，并已成功应用于大型气候环境实验室。

简介：设计了不同密度金属丝网垫的隔振器并对其进行动、静态试验。首先利用平均刚度法计算隔振器在不同静载荷作用下的刚度得到隔振器的静态频率，再经动态试验得到不同载荷及不同输入振动量级作用下隔振器的动态频率，从而对比研究隔振器在静态载荷与动态载荷下的频率关系。试验结果表明：采用静态法测得隔振器的频率可以有效估算出隔振器的动态频率，该方法可以为隔振器的频率设计提供试验依据。

简介：本文基于由脆性损伤机制推导得到的非线性损伤累积模型，通过引入Walker应力修正方法，建立了一种考虑平均应力修正的高周疲劳寿命预估模型。同时利用LC4和LY12CZ铝合金高周疲劳试验数据对该模型进行了验证，并将该模型预估寿命结果与采用Goodman修正的原模型进行了比较。结果表明，本文提出的模型预测结果良好，采用Walker修正的高周疲劳损伤模型能够更好地评估平均应力的影响。

简介：与传统的化学推进相比,电推进具有高比冲、小推力、长寿命等特点,能够大幅节省推进剂、增加有效载荷质量,从而增加航天器在轨寿命,提高航天器的整体性能与收益,特别适合用于航天器的姿态控制、轨道转移和深空探测等任务。场发射电推力器是一种具有比冲高、推力冲量分辨率高、推力噪声低、功耗及成本低、结构紧凑等优点的电推力器,是重力梯度卫星的高精度阻力补偿、微纳卫星的姿态控制和轨道转移、星座编队飞行等任务最有前景的推进技术之一。简述了场发射电推力器的工作原理、结构和特点,重点分析了国内外场发射电推力器的研究现状以及关键技术。

简介：采用θ映射法对镍基定向凝固合金DZ408不同温度下的纵向蠕变行为进行数值模拟,其结果与试验数据吻合较好。同时,针对叶片三维有限元分析需要,将单轴蠕变方程进行了多轴拓展,并将其编制成用户子程序植入ABAQUS商用有限元软件。采用该方法对航空发动机60h持久试车过程中涡轮叶片的高温蠕变进行模拟,得到的叶尖残余变形与试验后实际伸长量接近,验证了方法的有效性,表明本方法能够为涡轮叶片的蠕变变形及叶尖间隙设计提供参考。

简介：针对航空发动机飞行试验不够贴近作战使用的问题,以使用需求为牵引,提出了一种基于任务的航空发动机使用试飞与评估方法。通过对典型作战任务剖面的分解,提取试验环境和发动机操纵动作,进而融合构建试验矩阵,并利用使用能力和技术指标关联模型进行发动机使用能力评估。针对该方法,提出了使用能力和技术指标关联模型构建、试验环境构建及基于衰减和故障情况下的发动机使用能力降级修正等四项关键技术及解决方法,为进一步开展研究和试验验证奠定了基础。基于任务的航空发动机使用试飞与评估方法,是面向作战使用的航空发动机飞行试验方法的探索,将为飞行试验与部队试验有效衔接及进一步完善试验与鉴定技术提供参考。