简介：本文从主次流气动参数（相对静压降、主次流温比、主流马赫数等）和冷却结构（冲击高度、开孔率等）两方面比较分析了两种双层壁复合冷却结构及对应的单层壁冷却结构的冷却效率。试验结果表明：气动参数中相对压降对冷却效率的影响较大，结构参数中冲击高度对冷却效率的影响较小，而试验孔板开孔率对冷却效率的影响较大。增加冲击板后的双层壁复合冷却结构冷却效率大大增强。

简介：本文在回顾层板发汗冷却应用的同时,展望了层板发汗冷却的应用前景。针对层板发汗冷却的特点,推导了其数学模型,并编程上机计算。用国外试验数据验证了模型和程序具有一定的精度,计算结果可信。对液氧作发汗液的情况进行了计算,较详细地分析了层板材料、层板厚度及发汗流量对冷却特性的影响。本文所提模型,所编程序和结论可用于层板发汗冷却结构的设计。

简介：本文简要介绍了液体火箭发动机扩压器冷却的几种方案,详细论述了内部水冷却系统的特点及其优缺点.

简介：给出了对流冷却缝槽的流量系数的实验结果及符合实验结果的经验关系式。分析了对流缝槽流量系数的影响因素和压力损失情况。对流气膜冷却是一种比传统的气膜冷却先进的室壁冷却技术，它在气膜前扩充和强化了冷却流的对流冷却作用。用于高温升燃烧室的冷却中，可解决燃烧室空气流量分析的尖锐矛盾，又便于实现双层浮动室壁结构设计，以减小和释放室壁的热应力，增长燃烧室的寿命。

简介：本文介绍了一种复合倾斜导叶的冷却结构形式:叶背区采用冲击冷却形式,前缘和叶盆区采用气膜覆盖冷却技术,尾缘区采用带冲击的扰流柱强化冷却技术;利用热分析软件包对复合倾斜导叶进行了设计计算,并利用冷效试验对复合倾斜导叶的冷却效果进行了验证.结果表明,本文介绍的复合倾斜导叶的冷却结构设计是合理的.

简介：介绍了压气机盘－彭材料的焊接性，焊接接头的力学性能与形式，盘－鼓电子束焊接工艺及尺寸精度测量数据。

简介：再生冷却结构能承受高温，对超然冲压发动机具有重要的应用前景。本文阐述了复合材料再生冷却结构防热性能试验原理，建立了试验装置，对试验控制与测量方法进行了详细介绍，再生冷却结构试验方法的研究为其结构设计提供了技术支持。

简介：针对超音速飞行器冲压发动机高马赫数、长航时的特点，结合工程计算方法和设计思想，建立了燃烧室缝槽气膜冷却过程一维计算模型，详细研究了各主要因素对气膜冷却效果的影响，并给出了某型冲压发动机高温燃烧室缝槽气膜冷却结构参考设计方案。结果表明，通过改善结构布局，合理分配缝隙冷气流量，可以有效地提高气膜冷却效果、降低壁温，适应高温燃气参数分布对隔热屏的热防护要求。

简介：以某型发动机第一级整体叶盘试验件为基础,运用理论计算与试验相结合的方法研究了该整体叶盘在单叶片失谐情况下的响应,得到了失谐叶片与＂正常＂叶片的前两阶振动幅值和相位。理论与试验分析均表明,该整体叶盘当单个叶片失谐量在15%以内时,一阶附近在某些失谐量下失谐叶片的振动幅值比协调叶片的要大得多,而失谐量对整体叶盘的振动在二阶频率附近的振幅影响不大。

简介：在所开展的发散冷却试验中,用金属丝网实现发散冷却结构,选用固定熔点的石蜡液滴,模拟发散冷却叶片上炭烟颗粒沉积的物理过程。通过调节发散冷却吹风比和主流温度,在一系列喷雾时间下,模拟产生沉积物。借助红外热像仪获取了金属丝网表面温度分布,利用光学扫描系统获得了沉积物的堆积分布和堆积厚度。研究结果表明,颗粒沉积会降低发散冷却效率,且沉积厚度将对冷却效率的变化产生影响。

简介：采用Realizablek-ω紊流模型,在SIMPLE算法的基础上,利用有限体积法对控制方程进行离散,数值研究了开槽姊妹孔在不同吹风比时,对平板气膜冷却和传热性能的影响,得到了不同截面上的涡量图和不同吹风比下的冷却效率云图及努赛尔数分布,并与相同条件下不开槽姊妹孔计算结果进行了比较分析。结果表明：各吹风比下,相比于不开槽姊妹孔,开槽姊妹孔能提高近冷却孔出口区域的气膜冷却效率,并优化气膜在热表面上的分布。

简介：在纯气膜面冷却设计的单层壁短环形燃烧室试验件基础上，设计了局部双层壁结构，构成冲击＋逆向对流＋气膜复合冷却，并进行了单层壁火焰筒与双层壁火焰筒壁面冷却效果的对比试验。结果表明：相对单层壁的纯气膜冷却，由双层壁形成的冲击＋逆向对流＋气膜复合冷却方式使气膜段最高壁温下降，沿气膜流动方向壁面温度梯度减小。

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：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：对Sellers叠加模型^[1]作了阐述和推导。应用传热传质类比原理，进行了单排孔及多排孔阵绝热温比的实验研究。实验结果与该叠加模型的计算结果进行了比较和分析，两者在实验范围内吻合较好，表明该模型可用于燃烧室多孔冷却火焰筒的壁温预测。

简介：冲压进气冷却是目前控制战斗机发动机舱内温度分布的主要方式。利用基于模型的发动机性能分析方法,提供不同工况下发动机分段热壁边界条件,通过非结构化网格和k-ε湍流模型方法求解流动与传热控制方程,数值模拟了某型发动机舱在典型飞行状态和发动机工况下的流动特征及流场关键参数分布,并与试验结果进行了对比分析。结果表明,模拟结果与试验结果吻合良好,模拟方法能准确预测发动机舱温度场分布,为通风冷却系统和灭火系统的设计与优化提供依据。

简介：主要针对线性摩擦焊制备整体叶盘的方法，利用在研发动机结构形式，设计了模拟样件；结合焊接设备、焊接夹具现状，设计了多种焊接接头，并进行了分析择优；采用强度分析和振动分析等手段，确定了焊缝位置范围；通过模拟样件的振动疲劳试验，对不同焊缝位置进行了性能评价，获得了较优的焊缝位置，为后续开展整体叶盘线性摩擦焊研究提供技术支持。设计和性能考核试验表明，焊缝位置在43mm处较优。

简介：针对带复合材料箍环掠型叶片整体叶盘结构，开发了对叶片快速施加气动载荷的方法，发现了整体叶盘的应力应变分析和寿命预测方法，成功地完成了模型叶盘的应变测量和低循环疲劳试验。通过模型叶盘数值分析与试验测量数据的比较可见，二者吻合较好，从而验证了上述方法的有效性。

简介：采用计及质量源密度空间分布规律的冷气掺混模型，对某型高压涡轮动叶有／无冷气喷射时的气动性能进行了数值计算和对比分析。数值分析结果表明，该模型能够较准确地模拟出大流量冷气喷射对涡轮性能的影响。冷气喷射导致了马赫数的下降和气流角的变化，叶片表面和端壁处形成了低温保护层，且压力面附近温度降低较吸力面强烈。

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。