氢在超音速气流中的燃烧过程

氢燃料超音速燃烧冲压发动机(简称超燃冲压)为主体的吸气式组合动力装置,已被证明是空天飞机推进器的最佳方案[1]。因而研究氢在超音速气流中的燃烧过程是一个重要的课题。国外近年来进行了大量的有关理论与实验研究工作[2、3],但大多数的研究停留在氢处于静止与等压状态下的反应过程。在超燃燃烧室中的实际燃烧过程,由于不同的燃烧室进口气流状态,大体有以下三种基本类型:扩散型燃烧、扩散动力型燃烧、动力型燃烧。      

氢燃料超音速燃烧室实验研究

本文介绍超音速燃烧冲压发动机燃烧室实验研究,模型燃烧室呈突扩台阶和扩张形,用电弧加热空气。燃烧室入口Ma =2 1,总温 12 0 0K,总压 7× 105Pa。      

二维变厚板的J积分分析

本文将J.R.Rice提出的J积分公式扩充应用到二维变厚板。本文把变厚度的影响以修正项形式引入J积分公式,从而推导出二维变厚板的J积分扩充表达式。      

用果蝇探查火箭飞行因素的生物遗传效应的实验结果

用黑腹果蝇检查T_7A—S1火箭飞行因素的遗传效应。通过两次飞行实验观察,发现亲代雌蝇在飞行后(主要是第4—6天)所产的卵中,无X染色体卵百分率增高而双X染色体卵百分率未见变化。其性质并非个别雌蝇产生了较多的无X染色体卵,而是产生无X染色体卵的雌蝇个数增多。第二次飞行实验结果也呈现,亲代雌蝇在飞行后第4—6天所产的子1代中,三龄幼虫成神经细胞染色体桥频率增高。上述实验结果表明,火箭飞行因素对雌果蝇生殖细胞遗传物质有轻微影响。      

载人空间站概念

空间站与其它航天器相比,有很多优越性。文内详细地阐述了空间站的四大特征:①先入轨后上人,既提高了安全保障,又简化了研制过程;②具有自主补给消耗品、检修和更换设备的能力;③具有长期航天的素质;④具有可变更和可扩大其功能的性质。这些特征及其优越性,充分体现了空间站在未来载人航天活动中的地位和作用。     

空间材料质损过程的数学分析与理论的实验验证

本文建立了与材料历史、材料质损过程相关的数理方程;解之,给出了质损过程初始条件的解,否定了质损研究历史上对初始条件的简化处理;在选取初始条件严格数理解的前题下,对有关质损过程的定解问题求解,给出了质损W(T,t)随温度和时间变化的关系——双指数函数;设计了理论、实验拟合方法——多维参数优选搜索累次迭代法及相关的计算机程序,并据此方法对多种有机材料、复合材料在真空微量天平质损测试系统上取得的实验数据予以处理。结果表明:双指数理论与实验吻合很好,理论值与实验值的均方偏差均在10~(-3)～10~(-4)范围。     

降压熄火过程复合推进剂燃速的测试研究

激光光斑法是激光阴影技术的实际应用,它是文献[1]中激光燃速仪法的发展,但本质有很大差别。激光器发出的激光束照在燃烧的药条上,随药条燃烧,燃面下移逐渐增多的过激光量由一光电池接收并转换为电压信号。如果在激光束上加一整形片,使这种转换具线性关系,并且适当选择和调整放大和记录元件,使在要求的测试精度范围内,每个环节信号转换都具有线性关系。因而,组成一个线性系统。      

计算流体对数平均温差和换热面积的解析式

准确地计算回热器中冷热两种流体对数平均温度差和换热表燃气轮机具有高的热效率和节约金属材料的重要条件。右图给出了燃气和空气的温度沿回热器流动方向变化的情况。燃气进入回热器时的温度为t₄,由于沿程放出热量温度不断下降,在出口处燃气温度下降到t₅。压缩空气进入回热器的温度为tt₂由于在回热器内回收燃气的余热,故温度不断上升。      

正交各向异性材料、异型孔气冷叶片三维弹性应力分析

本文介绍了正交各向异性材料、异型孔气冷叶片三维弹性应力分析的计算方法, 并给出了一个真实的气冷涡轮叶片的计算结果及分析。为了适应气冷涡轮叶片内型孔复杂, 材料为定向凝固结晶和内外壁温度差比较大的特点, 文中采用分段线性和非线性的假设划分单元, 形成几何模型和力学模型, 采用坐标变换法建立单元的弹性矩阵, 并且采用分段线性插值法考虑温度对材料特性的影响。本文对方法和程序的正确性进行了验证, 而且将这种方法和程序应用到工程设计中。实践证明, 方法和程序可靠, 精度满足工程上的要求。      

返回式卫星数字姿态控制系统及飞行试验结果

简要介绍我国返回式卫星上用的计算机数字姿态控制系统的方案;重点阐述姿态确定和相平面控制律的设计方法;最后简述飞行试验的结果。