简介：风灾是严重威胁人类生命的自然灾害之一。科学家说，2005年很可能成为有记录以来飓风活动最严重的年份之一．虽然长迟6个月的热带风暴季节只过去了不到一半，但专家已经在警告，正在酝酿飓风的大西洋西部今年可能生成21场强烈风暴和飓风．果真如此的话，今年风暴和飓风的数量将是自1851年有记录以来年平均数的2倍以上．

简介：针对液氧煤油液体火箭发动机，采用全尺寸六分之一网格，设置周期性边界条件的简化模型，计算得到了喷注器面径向隔板喷嘴交错排列时推力室内三维非稳态两相湍流燃烧流场分布，与全尺寸网格计算结果基本一致，验证了算法与简化模型的有效性，并与喷注器面径向隔板喷嘴直线排列时推力室燃烧流场计算结果进行了对比。结果表明，采用全尺寸六分之一网格，也可较好地数值模拟推力室内燃烧流场；径向隔板喷嘴交错排列，不但有利于延长煤油和氧气的混合时间，使混合更加充分，提高燃烧效率和燃烧室压力，而且可增加喷嘴空间分布的均匀性，使燃烧室中雾化粒子分布更均匀，从而提高温度分布的均匀性。

简介：摘要：通过对大型气候环境实验室进行系统划分，梳理工艺系统组成，分析试验任务对试验控制、试验测试、数据管理和试验展示等功能的需求，选择当下主流的工业自动化过程控制方式，搭建了实验室的综合控制管理系统架构，进而指导该系统详细设计工作的顺利开展。

简介：在液氢冷却的火箭燃烧室里,对高深宽比(槽高比槽宽)冷却通道的冷却效果进行了分析研究。对不同的冷却通道设计在燃气侧壁温和冷却剂压降方面的影响进行了评估。冷却剂通道的设计,包括燃烧室应用高深宽比冷却通道的长度、冷却剂通道的数量和冷却剂通道的形状。用火箭热计算(RTE)规则二维动力学(TDK)规则对七种冷却剂通道进行了联合研究。最初研制的每种冷却通道没有考虑制造因素,只考虑减少来自常规冷却通道的燃气侧壁温。这些设计产生的燃气侧壁温比给定基础下降了22％,冷却剂压降只在原基础上提高了7.5％。七种设计的冷却通道都用铣加工制造。制造后产生的燃气侧壁温比给定的基础降低了20％,冷却剂压降增加不到2％。在整个燃烧室长度上都用高深宽比冷却通道的设计在燃气侧壁上得到的好处,并没有超过只在喉部区域使用高深宽比冷却通道的设计,但冷却剂压降却增加了33％。高深宽比冷却通道在冷却压降增加不到2％的条件下,至少可以降低燃气侧壁温8％,这与冷却通道的形状无关。在降低燃气侧壁温方面得到的好处最大,且冷却剂压降增加最小的设计是采用分叉冷却通道,并在喉部区域采用高深宽比冷却通道的设计。

简介：从理论上分析了燃烧室压力振荡引起喷嘴出口流量振荡的振荡传递．推导了振荡传递过程的传递函数。讨论带有各种喷嘴的燃烧室的动态特性，计算了燃烧室压强、喷嘴压降、喷嘴类型及结构尺寸对燃烧室压力振荡引起喷嘴出口流量振荡的影响．得到了喷嘴在此传递过程中的影响规律。

简介：为验证可调谐二极管激光吸收光谱（TDLAS）技术,在航空发动机燃烧室燃烧流场测量领域的适用性,以自主设计的高温升模型燃烧室为研究对象,结合多光路正交布网的测量方法,对燃烧室出口的燃气温度进行测量,并利用层析算法实现测量截面的二维分布重建,同时采用固定的温度探针进行测量与对比验证。结果表明,采用TDLAS结合层析重建的方法,基本能获得具有时间分辨的燃烧室出口温度分布的主要特征,可以区分高温区和低温区,但单线测量和场分布重建精度还有待于进一步提高。进一步优化该系统,可用于航空发动机燃烧室出口温度和组分浓度分布测量。

简介：简要介绍了我国在航空噪声与振动强度试验技术领域的发展。从试验任务需求、实验建设和试验技术发展等方面论述了我国在航空噪声与振动强度试验技术领域的成就及发展趋势。

简介：在实验室模拟冻雾和冻雨环境中开展飞机冻雾和冻雨试验是暴露飞机冻雾和冻雨环境适应性问题的有效手段。为了满足飞机冻雾和冻雨试验需求,设计了一套集成的冻雾和冻雨模拟系统,并采用特殊电缆、导弹天线罩、襟翼等部件开展了冻雾和冻雨模拟效果验证试验,试验结果表明,设计的冻雾和冻雨模拟系统能有效地模拟冻雾和冻雨环境。

简介：在韩国自制的各种装甲车辆里，除了性能优秀的K1系列主战坦克之外，在1998年定型和装备部队的K9自行火炮应该是另一项令韩国人自豪的武器，因为韩国在装备K9之后，便成为亚洲第一个使用52倍径155毫米自行火炮的国家。

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：基于Fluent两相反应流场计算平台，采用涡耗散概念模型，对典型亚燃冲压发动机燃烧室的两相反应流场进行三维数值模拟计算。重点研究温度场影响下的燃油气相分布，计算给出气相燃油在火焰稳定装置前后以及内部的分布，得到燃油在亚燃冲压发动机燃烧室内分布的一般规律。计算发现，稳定装置内部及近后方燃油分布较富，到达火焰峰以后，燃油浓度急剧下降。计算预测径向蒸发管后壁面与最外环蒸发管内的燃油富集，而中间环蒸发管燃油分布较贫，计算结果与燃烧试验结果一致。

简介：5kN摇摆发动机推力室采用再生冷却身部,为检验推力室冷却方案设计的合理性,对5kN再生冷却发动机推力室进行传热计算,分析了再生冷却的影响因素,并针对发动机设计提出了相应的改进措施,改进后的发动机热试车工作正常,表明了改进工作的有效性。

简介：以旋流燃烧室为研究对象,通过数值模拟提取火焰体积数据,将仅用于描述贫熄实验数据规律的火焰体积法发展为预测贫熄特性的方法。该方法以临熄火时的火焰体积代替传统预测方法中的火焰筒体积,提高了贫熄预测的精度与通用性。在保证预测精度的前提下,基于流动相似原理,将改进的火焰体积法推广到高温高压工况。分析了旋流器、主燃孔等的流通面积对贫熄特性的影响,发现旋流器空气流量对贫熄特性具有十分重要的影响。不论是改变旋流器流通面积,还是改变主燃孔流通面积,只要导致旋流器空气流量比例增大,贫熄油气比就增大;反之则减小。在研究的基准工况下,贫熄油气比的预测误差在±24%以内,远小于相同工况下传统模型-90%以上的预测误差。

简介：

简介：对常温常压下燃烧室头部各部件（一级涡流器、二级涡流器、套筒、喷嘴型式等）的几何特性对燃烧室内各主要截面温度场的影响进行了试验研究，并将其中两种典型头部组合进行了轴向温度场变化试验，得出由A型一级涡流器、A型二级涡流器与A型头部套筒组合时，有较理想的燃烧室内及出口的温度分布。

简介：由台湾“中山科学院”研制的“雄风”2E巡航导弹已正式试射成功。台湾岛内一家媒体于2005年5月5日报道称，台湾“中山科学院”研制的“雄风”2E巡航导弹，已突破关键技术，正式试射成功。它围绕一个周长为20千米的岛屿飞行了50圈，由此推算，该导弹射程可达1000千米，攻击范围可涵盖大陆东南部经济发达地区以及大陆东南沿海重要军事目标，

简介：为满足直升机选型试验及旋翼气动特性机理性研究的需要,中国气动研究与发展中心低速所研制了Φ2m旋翼模型试验台.试验台研制经历方案论证、分系统设计加工与研制、分系统安装调试、试验台总装及动力/传动系统联调等阶段,完成了地面调试和悬停试验,并在Φ3.2m风洞完成了配平前飞试验,已形成2m直径量级旋翼模型桨尖马赫数相似的悬停试验和前飞试验能力,提高了直升机风洞试验和研究能力.

简介：为实现小尺寸直升机旋翼模型在风洞内进行测力试验研究,并得到可靠的数据,研制了用于Ф2米直升机旋翼模型试验台进行测力试验的旋翼天平,本文详细介绍了该天平结构特点与研制计算,并给出了静校结果和几次悬停、前飞试验的测量结果。

简介：自飞机发明以来，高空亚声速侦察机中最知名的代表机型无疑是洛克希德公司的U-2。但鲜为人知的是苏联研制了一种类似的高空侦察机。这种机型因为保密的缘故，一直鲜为人知。苏联解体后保密规定和措施被取消或放宽，这一机型才为外界所了解。这种“苏联U-2”的全称是米亚舍夫/莫尔尼亚M-17“神秘”（Myasischev/MolniyaM-17Mystic）。它原本是米亚舍夫设计局研制的，后该设计局被莫尔尼亚科研和工业集团所兼并。为了体现M-17“神秘”的原设计者，因此在其前面仍保留了原来亚西舍夫设计局的名称。M-17最初并不是单纯为了侦察而设计的，军方对设计局的其中一个重要要求是必须能对美国的高空侦察握进行拦截，随着技术进步，M-17不再需要负担这一任务，就成为了专门的高空侦察机。

简介：