氩气回路中微量水分的测量

在快中子反应堆的气体回路上,用露点仪测量了快堆几个覆盖气体系统氩气中杂质水分的含量.测量时,通过将露点仪的探头从干燥器中拔出,使露点仪的本底升高1～5μL/L后再进行测量,可以较快地得到测量结果,对于测量水分含量小于15μL/L的氩气,这是方便、可行的方法.     

固体火箭发动机气体动力学发展的现状和方向

提纲式地阐述固体火箭发动机气体动力学,特别是二相流的发展和应用.认为气体动力学是固体火箭发动机理论设计、性能计算和专题研究的重要基础,流场计算已成为固体火箭发动机设计和研究中众所瞩目的中心问题.提出了固体火箭发动机流场计算一体化的观点.反应湍流边界层理论是固体火箭发动机气体力学的新领域.轴对称二相流的理论和实验研究已取得显著成果,但有必要继续进行和不断完善.工程应用迫切要求从速建立许多研究专题的二相模型.三维、二相、计算气体动力学是今后发展的方向;它与固体火箭发动机一体化工作过程的计算机图象显示相结合,将成为本世纪90年代及21世纪初的新水平.     

电容式粮食水分仪的研究与设计

为了实现快速精确的粮食水分测量,设计出一种电容式粮食水分测量仪。分析了粮食水分测量仪的基本原理,设计了微小电容测量电路。通过实验并且经过标定分析出了粮食水分检测的各参数（粮食水分含量、环境温度、紧实度）之间的对应关系,进行误差分析并得出结论。设计的粮食水分仪能够比较准确的检测出不同粮食的水分含量,基本满足国家粮食检测精度及准确度标准。     

喷气燃料中的固体颗粒杂质污染

喷气燃料固体颗粒杂质污染问题近几年越来越引起关注，由于固体颗粒杂质所引发的事故也不断增加。美国联邦航空局（FAA）、国际航协（IATA）和联营系统（AFQRJOS）规定加入到飞机油箱的燃料中固体颗粒含量不得超过1mg／L，然而喷气燃料中固体颗粒含量是动态的，因此了解喷气燃料中固体颗粒含量的来源及存在的状态，运输、储存和加注过程中如何控制固体颗粒污染是有益的。在航空油料质量管理中，除去中固体颗粒含量和检测中固体颗粒含量是一个很重要的技术步骤。     

微生物对航空煤油影响的实验研究

微生物活动会造成航空煤油变质、过滤器阻塞、设备腐蚀、仪表失灵等严重后果,影响航空安全。将采集的污染航空煤油试样,与纯净油品在实验室进行富集培养,研究了微生物油品污染前后的密度、粘度、总酸值、固体颗粒、冰点等指标的变化情况。指出了现有航空油料管理规定在微生物检测方面所存在的不足,提出了增加部分检测指标的建议,以尽早发现微生物的活动。     

固体发动机老化过程中材料缺陷无损检测方式

综述了无损检测固体发动机的研究现状及应用前景，并对现有的无损检测固体发动机方法，提出了技术改进的措施。     

大气腐蚀电化学测定研究

介绍了自行研制的环境试验中大气腐蚀电化学测定装置,包括Kelvin 大气腐蚀测定仪的工作原理,功能用途,软硬件结构及初步测试结果.自行研制的Kelvin大气腐蚀测定仪采用振动电容法技术,不需与被测量试样及电解液相接触,用Kelvin探针作参比电极,即可测得液膜下金属电极电位及极化曲线,为研究大气环境下的材料腐蚀行为提供了先进的技术和方法.     

固体火箭发动机衬层与药柱脱粘高能X射线检测技术

衬层与药柱脱粘严重影响固体火箭发动机的结构完整性和工作安全性,该缺陷的可靠检测至关重要。文章综述了固体火箭发动机高能X射线检测技术现状。基于射线照相检测和工业CT检测手段,评述了固体火箭发动机衬层与药柱脱粘的图像分析和缺陷评判技术。针对该类缺陷,提出了综合应用射线照相技术和工业CT技术进行印证检测的方法,评判结果表明能够满足缺陷检测的可靠性与准确性要求。     

用于烟草水分检测的两种红外水分仪

针对烟草行业制丝生产过程中应用较为广泛的红外在线水分检测技术,选取具有代表性的单光路双探测器和双光路单探测器两种红外水分仪进行具体的优缺点分析.     

固体发动机多次起动技术及其应用

随着当代科学技术的发展,固体发动机的能量特性、结构特性有了很大提高,拓宽了固体发动机的应用范围,促进了火箭、导弹和航天技术的发展.历来,人们将固体发动机的可控性作为一项重大技术难题或相对液体发动机是一个重大缺点来认识的.但是,固体发动机在可控性改善方面的一系列进展正逐步改变人们的传统看法.首先,推力向量控制及推力终止技术已得到比较满意的解决,现已成功地应用到各种型     

用于某重型燃气轮机的气体流量试验器研制

阐述了自行研制的某型气体流量试验器的设计思路、系统组成、构件选择以及相关试验.该试验器用于国家863重大项目R0110重型燃机燃烧室喷嘴气体流量测量.该试验器巧妙地将测量系统、操作系统、数据显示、采集与处理系统结合在一起,不仅使设备结构紧凑,占地空间小,实现了单人操作完成试验,并且进气调节系统、冷却器、加温器各成单元便于拆装、运输以及检修、更换.试验器运行稳定,测量精确,成为一种通用高精度气体流量试验系统,可广泛应用于航空发动机、地面燃气轮机和燃用气体燃料的动力装置的喷嘴流量测量.     

TiA1双层辉光离子渗Cr的工艺研究

利用双层辉光离子渗金属技术（DGPSAT）对TiAl金属间化合物进行渗Cr处理。研究了主要工艺参数对渗层表面合金含量CA和渗层厚度δ这两个目标函数的影响。结果表明,表面合金含量CA和渗层厚度δ随源极电压Vs、有效功率密度比κ的增加而增加;随阴极电压Vc的增加而减少。气压存在一个峰值,太高或太低都不利。工艺参数的最佳值:源极电压Vs为1200V～1300V,阴极电压为200V～300V,有效功率密度比κ为4～5,气压为25Pa～30Pa。     

燃速仪压强的自动控制方案

本文介绍了一种燃速仪压强的自动控制方案.这种方案结构简单,工作可靠.经过燃速实验测定,在4MPa压强时,其压强波动相对误差小于±1%.该方案应用于固体推进剂中止实验时,没有废气回流污染中止表面,也不影响降压速率的测量.     

固体火箭发动机燃气温度测量研究

本文论述了固体火箭发动机燃气温度的测量问题,介绍了采用钨铼热电偶测温传感器的测量结果,并介绍使用计算机对燃气温度进行数据采集和处理的研究成果.实验数据与有关计算结果相比较,具有良好的一致性.     

燃气流过有机玻璃圆管内的数值模拟

为了掌握燃气流过有机玻璃圆管的降温情况,以设计出可以实现所要求的燃气出口温度的控温装置,通过建立管内壁热降解瞬态热传导数学模型,得到移动气固交接边界计算网格的速率时间形。基于STAR-CD软件,通过编写用户子程序模拟出管中流体平均体积温度与管内壁面温度之差沿轴向的时间形。在气流与固壁之间的热流量沿轴向一致的条件下,通过加入降解退移速率的第三类热边界条件方程,求解出不同时间管内壁面轮廓沿轴向变化情况,模拟值与试验结果基本吻合。     

热风洞中涡轮叶片温度场红外热像测量方法

提出了在热风洞中利用红外热像来测量涡轮叶片表面温度场的方法.针对热风洞特有的干扰因素,即石英玻璃窗口的透射比随着叶片表面温度变化以及燃气中的二氧化碳和水蒸气等组分参与热辐射所带来的干扰,在取得红外热像后按照燃气工况对温度场测量结果进行综合修正.考虑到叶片表面曲率的变化,通过几何上的变换重现了实际叶片表面上的温度场.结果表明:在热风洞的叶片温度场的红外热像测量中存在着110~140K的修正量.高温燃气环境中的红外热像测量结果必须按工况进行修正.      

固体火箭喷管烧蚀和传热的基本问题

总结固体火箭复合结构全喷管烧蚀和传热计算中的基本问题:二相跨音速喷管粘流,燃气与喷管壁面的换热,不同材料的热化学烧蚀模型,粒子侵蚀,烧蚀控制机制,移动边界下的瞬时导热,烧蚀与传热的耦合,复合结构全喷管烧蚀和传热的CAD,以及测试等。在解决基本问题的基础上,对复合结构全喷管可获得其烧蚀率和温度分布。     

WJ6G2B发动机的全功能数字式电子控制器

WJ6G2B发动机是航空发动机WJ6用作地面动力时的改型,发动机输出功率约3000～3600马力,双轴,以动力涡轮驱动负荷,带发动机或水泵。控制该发动机的全功能数字式电子控制器QSK-06完成了约2500小时的部件和系统试验,于1986年1月在发动机上完成了主要性能试验,证明QSK-06达到了予期的设计要求。      

High-temperature gas effects on aerodynamic characteristics of waverider

This paper focuses on the analysis of high-temperature effect on a conical waverider and it is a typical configuration of near space vehicles. Two different gas models are used in the numerical simulations, namely the thermochemical non-equilibrium and perfect gas models. The non-equilibrium flow simulations are conducted with the usage of the parallel non-equilibrium program developed by the authors while the perfect gas flow simulations are carried out with the commercial software Fluent. The non-equilibrium code is validated with experimental results and grid sensitivity analysis is performed as well. Then, numerical simulations of the flow around the conical waverider with the two gas models are conducted. In the results, differences in the flow structures as well as aerodynamic performances of the conical waverider are compared. It is found that the thermochemical non-equilibrium effect is significant mainly near the windward boundary layer at the tail of the waverider, and the non-equilibrium influence makes the pressure center move forward to about 0.57% of the whole craft’s length at the altitude of 60 km.     

固体发动机喷管内两相流的有限元数值模拟

本文给出了固体发动机喷管内两相流的数值模似。从非守恒型两相流甚本方程出发,采用加权积分技术,导出了离散点的流动物理量的有限元数值计算公式。数值模拟分别与JPL喷管的两相流壁面静压分布测量结果以及与差分法计算结果作了比较,比较结果表明:二者是吻合的。本文还以中型喷管为例,计算了粒子的轨迹,粒子的速度滞后和燃气的温度滞后,计算结果表明;入口粒子冲击角对粒子轨迹有明显的影响。