简介：采用数值模拟方法对液氧贮箱增压过程进行研究.贮箱内流场采用流体体积函数（VOF）多相流模型考虑,选择标准双方程k-ε湍流模型分析湍流效应,气液两项之间的热量、质量转移通过自定义程序（UDF）求解.获得了贮箱压力、排液流量、气垫温度、液氧温度对贮箱内流场温度分布的影响.计算结果表明,在稳定增压过程中,贮箱液面无扰动,贮箱内温度分层分布；各参数变化时,对贮箱内温度分布的影响主要是温度梯度的变化,并且各工况下液面附近和扩散器附近温度梯度基本相同.

简介：对用于低温液氧推进剂的表面张力贮箱进行了理论上的初步分析,认为其在理论上是可以实现的.从低温表面张力贮箱的材料选择、低温推进剂引起的热应力及隔热层结构形式等方面进行了初步探讨.重点介绍了低温表面张力贮箱隔热层的结构形式及选用的隔热材料.分析了低温表面张力贮箱面临的特殊问题.

简介：介绍了平面应变断裂韧性KIC的测试方法，通过试验得到了新材料Dx钢在有和没有热处理涂层两种情况下的KIC。该热处理涂层使Dx钢的KIC提高了2．6％，表明该热处理涂层对材料Dx钢断裂韧性KIC没有明显的影响。

简介：近期,普·惠公司和罗·罗公司在印地安纳州的罗·罗公司设备上成功地完成了F135短距起飞／垂直着陆（STOVL）发动机升力风扇齿轮箱第一阶段的鉴定试验，第二阶段的试验也已开始。

简介：基于MESSENGER飞船的需要,开展了一种新型超轻贮箱的设计、制造和试验工作,整个过程分方案论证、分析与设计以及制造与试验三个阶段.第一阶段考虑了50多种贮箱结构,反复分析后确定了一种最有效的方案;第二阶段致力于防漩器、防晃板和贮箱壳体的设计与分析,包括用缩尺模拟试验确定防晃板的数目、尺寸与安装位置、防漩器和防晃板的载荷分析与结构分析以及壳体应力与断裂力学分析;第三阶段制造了一个鉴定试验用贮箱(以下简称试验贮箱)和四个飞行贮箱(三个飞行、一个备用).贮箱壳体、防漩器和防晃板分别采用固溶处理和时效(STA)的6AL-4V钛合金材料、6AL-4V钛合金板和退火6AL-4V钛合金环.壳体由四条周向焊缝连接,其中两条焊缝具有STA特性,另外两条经过退火处理.五个贮箱采用相同的工序和工艺.试验贮箱必须经过正弦和随机振动试验的品质检验,该检验项目还包括具有破坏性的爆破压力试验.所有飞行贮箱在清理和交货之前要经过模拟飞行试验.飞行贮箱包括附属组件在内不得超过9kg.超轻贮箱对于MESSENGER飞船计划的成功将起到至关重要的作用.

简介：通过工艺试验和系统分析,研究出一套用真空感应铸造炉生产S-08钢铸件的工艺方法,解决S-08钢真空熔模精密铸造过程中的关键工艺技术问题,使S-08钢铸造的液氧/煤油发动机低压壳体、氧主阀下壳体等关键铸件满足高压、高冲击的负荷指标.

简介：针对粗糙集理论应用于航空发动机磨损故障诊断的关键问题——连续属性离散化映射，提出了一种考虑属性重要性的基于熵的连续属性离散算法。该算法中，给出了一种衡量连续属性重要度的方法，克服了基于最小熵标准选取断点时最小熵对应多个断点难以取舍的问题，并选用IRIS数据对算法进行了分析和验证。最后，将该算法应用到发动机故障诊断中，自动提取得到了发动机的磨损故障知识，并对待测样本进行了验证，表明了算法的有效性。

简介：讨论变截面悬臂梁的频率优化。围绕这一问题，对设计变量的选择做了有益的探讨，以避免无效的设计变量选取导致不真实或不可行的设计。

简介：在液氧/煤油火箭发动机地面试验中,为得到液氧贮箱放气系统放气流量与放气阀门动作的响应特性,从而控制箱压的下降速率,验证液氧煤油发动机在低入口压力条件下的工作适应性,对液氧贮箱放气系统的动态特性进行了研究。建立了液氧贮箱二维计算模型,结合试验数据,对低温贮箱内气枕空间的非稳态换热过程进行研究,确定放出气体温度以及相应状态。应用CFD的动网格技术,建立二维计算模型,对放气系统阀门的开关动态特性与过流流量特性进行综合分析,获得了不同通径放气管路的放气流量与箱压的计算关联式,基于理想气体状态方程,完善了箱压计算理论模型。应用该模型量化分析箱压下降速率,为计算箱压控制的准确时间节点提供了操作参考。

简介：为研究环境实验箱在升、降温过程中气流组织与围护结构的耦合传热计算方法，对UC240环境试验箱进行实验，测量其速度场分布和升、降温曲线，并以实测值作为边界条件，利用CFD方法对环境箱气流组织和围护结构的耦合传热进行计算。计算结果表明，CFD值与实测值吻合较好，尤其是壁面温度曲线，误差不超过4℃。送风温度可以根据蒸发器理论或加热功率和回风温度，借助UDF功能而动态确定，这反过来可以对蒸发器或加热器的设计提供参考。

简介：利用超声疲劳试验设备在20kHz频率下研究了一种高强度钢的超高周疲劳性能，试验持续到10^9次循环，得到了室温环境及不同循环比（R=0．01和R=0．1）的SN曲线，试验结果显示疲劳强度在10^5-10^9次循环范围内随着循环次数的增加而降低。断面表面的SEM检查结果表明疲劳裂纹的生成造成了疲劳损伤，以及亚表面裂纹起源是在长寿命范围内。试验结果表明：99％的寿命贡献于亚表面裂纹的形成。

简介：为保证载人飞船在新的连续偏航姿态下轨控机组的热控状态满足各组件温度指标要求,利用I-deas/TMG软件对连续偏航飞行姿态、原热控状态下的轨控机组进行了高温工况在轨仿真分析,根据分析结果提出了高温工况下热控状态设计改进方案。对改进热控措施后的轨控机组进行多轮高温工况热分析计算和低温工况功率复核。结果表明：新热控措施能够保证轨控机组各组件在工作过程中温度均符合温控指标要求,可开展工程应用。

简介：为提高小推力发动机的测量精度，对原测量误差大、测量结果易受环境情况影响的应变梁推力测量装置进行了改进。改进后采用双曲梁推力测量系统。从安装、校准等方面介绍了系统的改进措施及实际应用情况。试验结果表明，双曲梁推力测量系统测量精度高，内阻输出低、抗电干扰性能好。

简介：高速飞机设计必须考虑热应力影响,如何在高速飞机设计过程中进行热应力减缓已经成为设计人员关心的主要问题之一。针对膨胀梁结构,分别开展膨胀节和波纹板选型设计,对比了不同形状的膨胀节和波纹板的减缓热应力性能。数值仿真结果表明:采用膨胀节和波纹板设计的膨胀梁,Ω形最大应力水平为38.3MPa,而常规梁中产生的高水平热应力超过200MPa,说明Ω形热应力减缓效果非常明显。该研究可以为设计人员提供理论指导。

简介：根据薄壁梁理论，导出了机翼剖面扭转刚度及刚心位置的计算公式，给出了机翼剖面刚度特性的计算要点，为机翼结构设计或改型所需的剖面刚度特性计算提供了理论支持。

简介：商业及科研应用的小型卫星需要费用低的推进子系统。一般而言,这类推进系统仅用于通过反作用飞轮来完成轨道嵌入、轨道控制及姿态控制的飞行任务。这就允许贮箱采用简化的推进剂管理装置（PMD）。本文介绍这种推进剂管理装置的设计及研制方法。推进剂贮箱应该是具有较低费用的装置。它是利用叶片作为推进剂管理装置的全焊接钛结构,贮存30kg肼（N2H4）。这种推进剂管理装置没有活动件,毛细功能组件较少,因此,它能够确保贮箱重量轻,结构简单和费用较低。在低重力和推力室连续工作产生的低加速度条件下,这种叶片式表面张力贮箱能够提供所需要的不含气泡的推进剂。研制工作主要集中在叶片式管理装置,它的关键之处是性能及动态特性。由于重力作用,这种管理装置的主要困难是不能在地面进行试验。因此,必须通过模型及低重力试验来验证。建立稳态及瞬态模型,有助于模拟贮箱在不同流量及推力室工作产生的加速度、瞬态过程时的排液情况。依据相似准则,用中性浮力试验来模拟低重力环境。这种试验最大的好处是没有时间限制,所以能够完成一个完整的排液过程。模拟件设计要考虑模拟液与模拟件的接触角代表了氮/肼/钛的接触角。所有的分析及试验圆满完成,证明这种推进剂营理装置具有满意的性能。

简介：本文针对典型连接结构中的中央翼前梁下缘条结构，对其含典型加工误差类型及误差修理效果进行研究。通过耐久性分析方法分析连接结构的疲劳性能，通过有限元分析计算该结构的疲劳细节额定值（DFR），并设计试验件进行对比试验验证。通过试验验证，研究含误差结构相对于原结构疲劳寿命和疲劳性能的变化。对目前飞机生产加工单位采用的紧固孔误差修理方法进行有效性判定，对误差修理方法提供理论和试验数据支持。

简介：本文讨论研究可改变方向的悬臂梁非线性系统参激振动并利用速度二次项对其振动控制。讨论中认为末端带集中质量块悬臂梁的第一阶模态具有决定性的影响，对系统位移响应采用单阶Galerkin截断方法处理将描述梁的偏微分方程转化为常微分方程。本文应用非线性梁方程中加入二次速度反馈项进行控制，对控制方程应用多尺度方法得到幅频关系并作稳定性分析，最后用数值方法分别讨论外谐振下线性阻尼项、梁非线性系项、二次速度控制项增益和激励幅对悬臂梁振幅在不同方向下的影响。

简介：受外廓尺寸限制的火箭发动机喷管设计以及能产生最大推力的喷管造型等问题,在过去的几十年里已引起了不少研究者的注意。最近发现,在喷管的出口流场的控制面上引入“不连续性”,可以减少喷管长度。本报告给出了喷管型面的计算和推力性能比较。这里提及的控制面包括两区域,内区包含超音速膨胀流,其速度和流动方向角是随半径增大而增大的。外区包含受喷管型面影响的流场,它呈现出随半径增大而流动方向角交小的特征。在内外区的接合处,引入流动方向上的不连续性和相应的速度等熵变化,通过等熵压缩波在此接合面处相交实现“跳跃”。在控制面的上游,流动保持等熵。在本报告中所示的计算方法表明,喷管长度的减少量,是与跳跃的大小和沿控制面的位置相关联的。可以想象,只需少量的推力性能损失就可实现喷管长度的大幅度减少。这种设计观点最有希望应用在空间发动机的设计中。

简介：通过建立的内部齿轮箱主腔简化模型，应用RNGk-ε湍流模型，对航空发动机内部齿轮箱主腔流场进行了CFD数值模拟，分析了进口旋流对主腔内流动的影响。结果表明：进口速度增加时，进入主腔内的流体会更快穿过主腔流出，并减少与腔内低能流动的混合，且流体在腔内的停留时间与其进口速度存在一定程度的关联，速度越高越快离开主腔；腔内流场以出口位置作为径向分界面，可大致分为上部受进口旋流影响的区域，和底部不受进口气流影响的低速流动区域；在上部区域，由于进口旋流的作用，流场中生成了4个大小不等的旋涡，使得流动掺混增强。