简介：初步研究了不同基的碳纤维(CF)及其加入工艺对XLDB推进剂力学性能的影响.结果表明,CF的加入提高了XLDB推进剂低温延伸率,电镜照片显示粘接剂与CF有良好的粘接能力,断裂是发生在粘接剂基体而不是发生在CF与粘接剂的接触面.

简介：目前,美国正在用大力神和航天飞机两个系统加速进行地球转移轨道4540kg至9080kg的有效载荷方案研究。实践证明,这两个系统需要较高的发射费用。美国政府也已决定,不对新的系统诸如国家运载系统等做进一步研究,当然主要还是研制费用太高的缘故。本文主要介绍了低费用运载火箭方案——把4540kg到9080kg的有效载荷送入地球转移轨道;从现有的硬件入手,尽可能地缩小运载火箭的研制费用。这类运载火箭不仅包括了固体火箭的下面级,而且还包括了无论是固体还是液体火箭的上面级。在对其性能研究的同时,对发射场的运作情况也进行了探究;以便于把发射场制约在原大力神和航天飞机的发射基地之上。这一研究表明:可以研制和生产这些低费用运载火箭,并且在现有的基地发射。因此也可节省用来建造新发射场的那笔费用。所以,这一方案大有希望缩减运载火箭的发射费用。

简介：通过对某型航空发动机高压涡轮盘的弹塑性有限元分析，确定危险区域，利用Masson—Coffin公式及Miner线性累积损伤理论计算了涡轮盘在主循环和次循环同时作用时的低循环疲劳寿命。在确定性寿命计算的基础上，考虑参数的随机性．进一步对涡轮盘低循环疲劳寿命进行可靠性研究。利用响应面法和MonteCarlo法相结合的方法计算高压涡轮盘低循环疲劳寿命的随机响应，并对随机因素进行灵敏度分析，得到影响涡轮盘寿命的主要因素。

简介：本文研究了以水为推进剂的电弧加热发动机。其中电弧加热发动机的流量为15mg／s、电流为8A，此时平均电压为80．5V、功率约为640W、平均推力为0．0975N，以此计算得到比冲为650s左右、效率为55％～60％。成功地验证了水做为电弧加热发动机的推进剂、产生推力的能力。

简介：提出了可有效模拟轴向载荷的航空发动机轮盘低循环疲劳寿命试验方法。在综合考虑轮盘装配及工作温度场、转速等工作状态边界条件和载荷的基础上,对轮盘进行线弹性有限元应力分析,了解轮盘应力水平及寿命关键考核部位。在充分考虑试验器能力及试验过程的可监控性等因素下,设计了能有效模拟承受轴向载荷的轮盘低循环疲劳寿命试验装置、试验方法,并进行试验。最后,对试验结果进行分析,确定出轮盘预定安全循环寿命。

简介：基于DFR方法，提出了一种相对载荷比下民机载荷谱简化的低载截除方法，并通过算例说明了方法的可行性。

简介：本文对洛克达因公司在研究可重复使用火箭的鉴定试验期间,航天飞机主发动机偏离额定工况工作的分析和论证进行了描述。航天飞机主发动机(SSME)额定推力的范围是:设计推力的65%到109%,扩大论证的范围是:设计推力的17%、22%、27%、40%、45%和50%。在低推力工作期间,额外的收获包括:高压氧化剂涡轮泵(HPOTP)使用液体静压轴承,高压燃料涡轮泵(HPFTP)在第一临界转速下运转,在低工况工作的燃烧稳定性以及喷管流动分离热负荷的改善。

简介：介绍了美国通用电气公司航空发动机部（GEAE）气动研究试验室，阐述了低转速研究用压气机试验台（LSRC）和涡轮试验台（LSRT）的概况。

简介：通过对载荷工况下叶片伸根冷却孔区域的应力分析，材料试样的P－S－N曲线和结构模拟件疲劳寿命试验结果的综合分析，给出了置信度95％，可靠度99．9％下伸根段的安全使用寿命，为故障的排除和定性分析提供了理论依据。

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：以某型发动机高压两级涡轮盘为研究对象，通过有限元计算得到试验载荷系数，组装和调试了全尺寸联合试验件，完成了低循环疲劳试验，得到了以传动臂销钉孔为定寿部位的两级涡轮盘低循环疲劳寿命。两级涡轮盘联合低循环疲劳试验在国内尚属首次，相对于单盘低循环疲劳试验，更加符合发动机实际工作状态，将传动臂销钉孔作为两级涡轮盘的定寿部位更为合理。该联合试验为外场涡轮盘重新定寿提供了依据。

简介：本文首先介绍了亚尺寸粉末冶金盘的特点，接着采用一种适合于亚尺寸粉末盘寿命可靠性的预估方法，得到了考核部位的寿命概率分布并对参数敏感性进行了分析，最后对某亚尺寸粉末冶金盘试验件的低循环疲劳试验进行了研究。结果表明，本文采用的寿命可靠性预估方法是切合实际的。

简介：

简介：利用自编网格生成程序,对发动机吊舱进行建模和网格划分,在此基础上对地面涡开展模拟研究,总结地面涡的生成规律及其对进发匹配的影响。结果表明,对适航规定的小风速情况,地面涡在不同条件下表现出不同的形式和强度。迎风情况下,地面涡主要以对涡形式存在,且两个涡的旋转方向相反,涡强度非常微弱,在进气道出口不会导致较大的压力和气流角畸变。侧风情况下,能生成强烈的地面涡,并带来严重的压力和速度畸变,在近地面造成涡中心区域约5%的静压差,可吸入更大的异物;在进气道出口的涡区域造成约8%的总压亏损,涡带来的旋转气流也会直接改变气流角,当地气流的周向偏转达-16°-16°。这些畸变都会直接改变当地风扇工作点,需开展研究以削弱其影响。

简介：根据美国《航空周刊》、《每日防务》等报道，越南战争和伊拉克战争的经验表明，低空作战是武装直升机的特点，但同时也带来了容易被地面火力击中的麻烦。美国国防部预研局和陆军正在发展的无人武装战斗旋翼机(UCAR)不得不汲取此经验教训。无人武装战斗直升机的作战环境不同于空军和海军使用的无人战斗机(UCAV)，无人战斗机可以在高空飞行作战，而无人直升机是在低空作战。因此，无人直

简介：本文介绍了旋翼翼型对铰链力矩影响的研究。计算并测量了三种具有不同翼型的桨叶在悬停状态下的铰链力矩。表明旋翼翼型对铰链力矩的影响是大的。此外,还通过计算研究了悬停状态下桨叶剖面弦向质心位置对铰链力矩的影响。表明桨叶剖面弦向质心位置越靠后铰链力矩的负值越小,而且随着旋翼拉力的增大影响也增大。

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：一风对直升机空气动力的影响直升机在稳定的风中飞行，直升机将随空气团一起运动，风和直升机之间无相对运动，也就是直升机随风飘移。作用于直升机的空气动力，决定于直升机的空速，而不是决定于它的地速。至于逆风飞行阻力大，顺风飞行阻力小的说法是片面的。如果在同样的地速情况下，逆风阻力大，是因为空谏大。顺风阳力小。是因为空速小造成的。逆风与无风比较，

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：