简介：为解决在易燃易爆介质中柱塞结构的常开电爆阀工作时易出现安全故障的问题，对常开电爆阀的各种结构形式进行了分析，并设计出新结构方案，避免了现有柱塞结构产品的隐患，通过理论和仿真计算得到设计尺寸，并最终通过试验验证。

简介：航空发动机附件机匣包含有大量旋转部件，且转速高、温升大和工况复杂。为保证附件机匣的使用寿命，提高可靠性，必须对旋转部件进行强制润滑。但航空发动机附件机匣结构往往设计得非常紧凑，难以实现多点强制润滑。离心式滑油分配器可实现狭小空间内的多点有效润滑，同时可简化附件机匣内部结构设计。根据流体力学原理，推导了离心式滑油分配器设计的相关计算公式，建立了离心式滑油分配器的设计方法。

简介：国产某涡喷型发动机到寿送修时,发现附件传动机匣内一对伞型齿轮和轴承失效,考虑以往两次同类失效情况,通过对失效件的分析,找出失效的原因,提出了改进措施,并使这些改进措施在同类机型中获得了成功的应用.

简介：为探寻一种良好的径向稳定器冷却方式,采用数值模拟的方法比较并分析了冲击冷却、冲击-发散冷却及其发散孔倾角和发散孔开孔数目对径向稳定器冷却和径向稳定器后方流场的影响。结果表明:在设计冷却气量下,冲击冷却基本能满足使用要求;冲击-发散冷却的冷却效果要比冲击冷却的好,但该冷却方式对径向稳定器后方流场的影响较大;可通过适当减小发散孔倾角和发散孔开孔数目可有效削弱冲击-发散冷却对径向稳定器后方流场的影响。

简介：介绍一种机体刚度模拟器的设计技术，该项技术能真实体现出起落架落、摆振试验中飞机机体的弹性支持，使起落架的试验边界条件更加接近实际情况。该项技术对于全面考核飞机起落架的着陆裁荷和滑跑稳定性具有重要的使用价值。

简介：随着各国对提高军队通信、反应和作战能力的需求与日俱增，发展临近空间高超声速飞行器技术的重要性愈发明显。本文针对临近空间高马赫数飞行器部件的三种不同典型结构形式，进行了热应力比较，目的是选取最优结构形式，以减小热应力。结果表明：珠状波纹板对热应力的减缓作用非常明显，带主动冷却前缘的温度明显低于一般前缘的温度。

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：依据液体火箭发动机涡轮泵原理,建立了两级局部进气冲击式压力级涡轮的设计方法。该方法可以根据涡轮进出口边界条件、转速和结构尺寸等参数,完成涡轮的一维设计,并输出叶型的几何数据和流动性能参数,再结合三维数值模拟进行验证。按照涡轮总体设计要求,完成了某小流量高压比涡轮的原始设计,根据三维数值模拟的结果,对原始设计的涡轮叶型进行了优化,涡轮效率提高了2%。在全周结构上进行了三维数值模拟验证,优化后的两级局部进气冲击式压力级涡轮满足涡轮总体设计要求。

简介：基于CoupledLevelSet＋VOF两相流计算方法，分别模拟了敞口型与收口型离心武喷嘴内部流动过程，可视化展示了喷嘴内部填充过程，分析了喷嘴内部的流动特性及其详细流场结构。捕捉到液膜表面波动和液膜表面内侧空气中的涡。结果表明：液膜表面波波谷内侧的空气中有涡存在，涡心连线处在轴向速度零速线上；喷嘴出口截面的轴向速度和切向速度具有明显的分区流动特征。液膜表面波的波谷一波峰和气体中的涡存在挤压与被挤压的相互作用，它们之间通过相界面变形传递这种气液间相互作用。另外，将外喷雾场的计算结果与实验结果对比，两者吻合较好，间接验证了内流场计算结果的准确性。

简介：针对液氧/煤油发动机使用的接触式端面密封存在端面温升大、重复使用性能不理想等问题,首先采用无限长平面平行槽的惠普尔理论构建非接触式端面密封计算模型,然后仿真计算密封结构参数对气膜刚度以及泄漏量等密封性能的影响,最后以最大气膜刚度为优化目标,对非接触端面密封结构参数进行优化设计.低温运转试验验证了优化结果的正确性和非接触式端面密封具有良好的重复使用性.

简介：为了研究低温非自燃推进剂应用针栓式喷注器的流场分布规律,总结不同动量比对针栓式发动机燃烧流场的影响,采用数值仿真的方法研究针栓式液氧/煤油发动机的燃烧流场分布,仿真模型采用k-ε湍流模型、有限速率-涡耗散燃烧模型等。仿真结果表明：针栓式发动机在燃烧室内形成两个回流区,有利于燃烧室头部冷却;针栓式喷注器能够在燃烧室壁面形成液膜,提高了燃烧室壁面的热防护;随着动量比增加,燃烧高温区向燃烧室壁面靠近;动量比为1时,针栓式喷注器具有最佳的燃烧效率。

简介：本文设计了一种基于压电元件的频率自适应动力吸振器，通过施加预应力改变结构弹性元件的刚度，实现了频率在线可调，利用有限元仿真分析其振动控制频段。为了验证吸振器的振动控制效果，选取典型飞机壁板进行试验，结果表明：频率自适应动力吸振的设计可行有效，在其设计频率处能有效的控制壁板振动，大大提高了工程应用价值。

简介：空天飞行器在大气中高速飞行时一般承受非定常分布载荷，而这些产品在地面振动考核试验中一般只能使用集中载荷激励。本文研究了非定常分布载荷等效转换为若干集中载荷的理论分析与计算方法。初步研究结果表明，基于模态响应等效原则下的载荷转换效果，其时域平均误差达到1．5dB，表明本研究可为空天产品的地面振动考核试验提供一种加载的参考方法。

简介：介绍了用于发动机的温度限制器的工作原理，所采用的关键技术及实际应用情况。使用情况表明，该限制器设计合理，具有工作可靠，稳定，精度高的特点，实用价值较高。

简介：介绍了压气机静叶调节数字电子控制器的设计和工程应用情况。简要阐述了该控制器的硬件结构、软件架构，着重介绍了静叶调节数字电子控制器硬、软件设计及调试中遇到的问题和解决办法。该控制器在某压气机试验中得到了验证。结果显示。该控制器精度高、响应快、控制效果较好。

简介：以石英灯为加热元件，进行了烧蚀型防热材料的热试验，对比了热流密度计不同布置方式下的试验结果差异，分析了防热材料的烧蚀特性对不同布置方式的影响。结果表明，对于烧蚀型防热材料，热流密度计内嵌的方式能够规避材料烧蚀时烟尘的不利影响，并能实时准确地表征烧蚀材料表面所承受的热流密度值；热流密度计悬置的方式削弱了材料烧蚀时火焰造成的控制参数波动，但无法消除烟尘的影响，致使试验中材料表面的热流密度值低于理论值。

简介：论述了某型离心压气机试验件在试验中遇到的严重振动问题和排故过程，介绍了所研制的弹支及挤压油膜阻尼器的情况以及实际应用效果。

简介：介绍了国外高超音速飞行器所用三种典型刚性、可重复使用热防护系统的概念和特点，重点阐述了对典型热防护系统进行结构强度和结构耐久性评估的试验验证技术体系，主要包括结构热物理特性和力学性能测试以及在热、压、振动噪声、大气暴露、雷击等极端环境下的结构耐久性试验三大类，并介绍了进行各项验证试验所需试验设备及试验技术。分析了国内在热防护系统强度评估和试验验证技术方面的技术需求，最后阐述了我所在热防护系统试验验证方面的技术和设备优势及未来的发展方向。

简介：试验评定了液氧/氢旋流同轴式喷嘴的燃烧性能。水/氮气的冷流试验发现液氧出口凹进的旋流同轴式喷嘴的流动具有自身脉动的特征。在2.6和3.5MPa室压、850和500N推力、4.0～8.0混合比的条件下进行单喷嘴燃烧室的燃烧试验。试验中测量、分析了每种喷嘴燃烧室壁的燃烧性能、室压分布及热载荷。结果表明:对于直流同轴式喷嘴,燃烧性能主要受蒸发效率所控制;对于旋流同轴式喷嘴,燃烧性能主要受混合效率所控制。已发现凹进旋流同轴式喷嘴的燃烧室壁的热负荷明显地增加了,并且在某些状态下还出现了不稳定燃烧。

简介：为解决机载武器发射引起发动机喘振、停车的问题，有关发动机设计单位研制了一种新型脉冲断油式发动机防喘系统，并进行了飞行台试验，本文介绍了该系统试验研究概况及结果。着重分析了它对发动机正常工作的影响决定其防喘效果的因素。