简介：采用计算流体力学方法数值模拟了某型液体火箭发动机燃气发生器氧腔内部流动，详细分析了氧腔内部的三维流动特性。从压力分布等方面分析了造成喷嘴流量分布不均匀的原因，并据此对发生器结构进行了改进，结果表明喷嘴流量分配均匀性得到了明显改善。

简介：参阅国外文献并利用国内研究试验结果,论述了直流式喷注器的基本型式,给出了设计方法,包括喷嘴排列设计、排列计算.从喷注器设计的角度出发,提出了解决燃烧性能、燃烧不稳定性和冷却问题的途径;叙述了喷注器的制造工艺过程及加工方法.

简介：介绍了液氧／甲烷气液喷注器热试验情况，试验燃烧室压力7．1～7．4MPa，混合比3．5～3．9。研究了不同的喷嘴结构参数对燃烧性能和流量特性的影响。获得了燃烧效率、流量系数、振动、点火性能以及积炭特性等重要参数。

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：为了研究气氢/液氧同轴直流式喷嘴的结构参数细节对燃烧特性的影响,对单喷嘴燃烧室的燃烧流场进行了数值模拟.重点研究了氧喷嘴缩进深度、氧喷嘴出口壁厚和氢氧喷注速度比3个参数对燃烧效率和稳定性的影响规律.研究表明：上述喷嘴结构参数细节是影响气氢/液氧同轴直流式喷嘴燃烧特性的重要因素,其中适当提高氧喷嘴缩进深度或氢氧喷注速度比对燃烧效率有显著改善,而适当提高氧喷嘴出口壁厚对燃烧稳定性有显著改善.

简介：本文介绍了在喷管超音速段有气体沿切向缝隙喷注的火箭发动机喷管流场计算方法,同时还提供了无喷注的喷管流场计算。计算结果与试验数据相符,证明该计算方法有效。文中对发生器气体喷入实际发动机超音速段的喷管流场进行了分析,分析中假设使用了两类推进剂:氧/氢、氧/甲烷,以氧/氢和氧/甲烷的燃烧产物作为发生器气体。数值计算结果表明,在喷管超音速段有气体喷注的情况下,由于粘性引起的真空比冲损失比没有喷注的喷管损失小。

简介：内腔镀铬与外型镀铬有较明显的差异，因此镀层质量的好坏，除取决于优良的电解液外，还取决于电镀工艺和内腔形式；而内腔形式又影响着电镀的工艺性能。本文根据实践中的经验，针对这一问题提出了粗浅的看法。

简介：高空点火瞬态过程是液氧/甲烷火箭发动机工作过程中流动非常复杂、燃烧很不稳定的阶段。为了验证喷注流量不均是否为导致点火压力峰升高的重要因素,采用瞬态仿真对该过程进行数值模拟。在无喷注不均的情况下,得到了推力室各特征截面的温度和压力分布的时序演化,以及推力室侧壁及喷注器面上给定测点的压力分布时序,揭示了高空点火过程中着火点的位置特征及压力波在喷注器面的振荡过程。接下来设置了喷注流量不均的多种工况,发现喷注流量不均不会改变推力室侧壁最大压力峰值,只是改变最大压力峰值位置,但却明显增强了压力波对喷注器面的冲击,尤其使以隔板为界的内圈喷嘴所受的平均最大压力峰值达到了推力室稳态压力的30倍,从而验证了喷注流量不均是引起点火烧蚀的一个重要因素。

简介：本文对燃烧过程进行探索,而燃烧过程决定了液体火箭发动机的燃烧不稳定性.为了深入地阐明燃烧不稳定性机理,采用一种能够准确预测各种擅击式喷注器的推力室最可能维持的燃烧不稳定性振型的经验相关式,与特征时间分析法结合,形成一个燃烧稳定性的试验研究大纲.在初步研究结果的基础上,对撞击式喷注器射流的雾化特点进行广泛而深入的研究.在冷试中测量了液雾扇破碎长度、液滴尺寸分布以及雾化频率.观测到三种非常有意义的现象:雾化频率与稳定性相关式所预测的最可能发生的燃烧不稳定性的频率相似;随着平均液滴直径尺寸的增加,所预测的稳定燃烧的裕度相应增加;随着液滴尺寸分布的散布度的增加,所预测的稳定燃烧的裕度也相应增加.这些所观察到的现象与燃烧不稳定性理论相当一致,从而说明,周期性的雾化过程和高的能量释放密度是燃烧不稳定性机理中的两个关键因素.

简介：对圆管扭转、轨道剪切、紧凑剪切等几种剪切试验构想及原理进行了对比分析与研究，其结论可为纺织复合材料面内剪切试验方法的制定提供借鉴意义。

简介：新型内埋式通风口的进气流量用传统方式无法测量。应用计算流体力学软件Fluent，建立了内埋式通风口的三维计算模型；采用标准k—s湍流模型，分析了飞行高度和飞行马赫数变化对内埋式通风口进气流量的影响规律。结果表明：①飞行马赫数一定时，高度越高，进气流量越少；通风口进气流速基本不变；内埋式通风口进气量与外界大气的密流成正比。②通风口进气流量随飞行马赫数的增大而增加，但跨声速飞行时进气流量增幅较大，亚声速和超声速飞行时进气流量增加缓慢。

简介：为了满足两侧进气布局飞行器的乘波前体与进气道一体化设计要求，提出了一种进口水平投影可控的流线追踪内收缩进气道设计方法。基于马赫数分布可控的轴对称基准流场，在指定进口水平投影为椭圆的条件下，采用该方法设计了内收缩进气道并在设计点（Ma=5．4）和接力点（Ma=4．0）对其进行数值研究。结果表明，设计点时进气道都能保持基准流场的波系结构和沿程压力分布，无粘时可以全捕获自由来流，喉道性能与基准流场几乎相等。有粘条件下，设计点和接力点时进气道具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力，接力点的流量系数高达0．85。该设计方法为内收缩进气道与乘波前体的一体化设计提供了新途径。

简介：用有限时间热力学方法分析内可逆恒温热源中冷回热布雷顿循环,由数值计算给出了燃气轮机功率密度特性,分析了循环各热力参数对功率密度的影响,并对最大功率密度和最大功率时循环的主要参数进行了比较,得出了最大功率密度设计的优点和不足.

简介：应用有限时间热力学方法,首次研究了变温热源条件下内可逆闭式中冷回热布雷顿循环的性能,导出了无因次功率及效率的解析式.由数值计算,分析了循环最优功率和最优效率时的最佳中间压比分配,并研究了中冷度、回热度和高低温侧换热器的有效度、循环热源进口温比以及中冷源与低温侧热源进口温比对循环性能的影响.

简介：由于复合材料加筋壁板结构具有整体成型好、抗失稳能力强、承载效率高、连接件数量较少等优点，所以在飞机结构中得到广泛应用。针对帽型加筋壁板开展了在内压载荷与轴向压缩载荷联合作用下屈曲、后屈曲的试验研究，研发了一套自平衡装置对壁板施加内压载荷，并能准确模拟两侧边的周向受载，通过试验研究，得到了壁板的应变分布、屈曲载荷、破坏载荷及破坏模式。