气动谐振管加热效应初步实验

为了有效地应用气动谐管加热现象的热效应，以发展液体火箭发动机的气动谐振管点火新技术，需要获得谐振管热效应的变化规律。实验测量了三种谐振管，即圆柱型、阶梯型和锥柱型谐振管间的表面加热温度。实验中主要考虑喷嘴与谐振管间的分离距离以及供气压力的变化。所获得的谐振加热特性可用于实际谐振加热装置的设计。     

浅齿轮齿根激光冲击强化试验和仿真研究

为探究激光冲击强化对高强度钢齿轮齿根表面及内部残余应力的影响,使用ABAQUS软件对齿轮齿根进行了激光冲击强化模拟仿真,并通过试验对该仿真模型进行了验证。结果表明,所建立的齿轮齿根激光冲击强化有限元模型可以较好地预测实际激光冲击强化结果,准确揭示激光冲击强化作用规律。同时,根据残余应力分布情况可知,激光冲击强化可使高强度钢齿轮齿根产生明显的残余压应力层,但不同方向残余压应力分布略有不同,平行于齿根路径方向的平均残余压应力大于垂直于齿根路径方向的平均残余压应力。     

均速管流量计流量系数数值校验方法研究

针对较大口径均速管流量计的流量系数获取、校验十分困难的问题,采用仿真和实验结合的方式对有效长度为300mm的均速管流量计的测量特性进行对比研究.利用标准k-ε双方程湍流模型,在直管段充分发展流下,计算该流量计端面是否粗糙处理情况下的输出差压及流量系数等测量特性,结果显示端面粗糙处理对流量计测量特性影响很小.采用数值仿真的方法对均速管流量计的流量系数进行了计算,并在实验室标准装置中对其特性进行实验验证.仿真和实验测得的流量计输出特性相似性较好,相对偏差可在±0.3%以内.该结果显示,对流量系数的数值仿真可为较大口径均速管流量计的校验提供新的思路和途径.     

航天飞机主发动机高压燃料涡轮泵的故障模式

对航天飞机主发动机(SSME)高压燃料涡轮泵(HPFTP)的故障模式作了归纳总结,深入分析了HPFTP关键部件故障的问题及其解决办法.研究表明:①SSME的HPFTP故障模式与一次性使用液体火箭发动机液氢涡轮泵、航空燃气涡轮的故障模式存在很大的差异;②影响HPFTP寿命的重要故障模式是涡轮叶片的断裂与热防护装置的热机械疲劳故障;涡轮叶片的断裂主要由高温蠕变效应与高速旋转离心力所引起.HPFTP启动、关机瞬态效应对涡轮叶片的影响也很严重,在涡轮叶片寿命预估时必须考虑这些因素;③HPFTP次同步振动问题是SSME HPFTP设计初期面临的一个重要故障模式,主要由轴承与泵级间密封引起的;④启动隔离密封这类HPFTP专有密封件的故障模式也是HPFTP故障模式的重要组成部分.      

高、低周复合疲劳及其试验技术

文中介绍了一种简单易行的复合疲劳试验机,在此试验机上进行了高、低周复合疲劳试验。结果表明,随着次循环的频率和载荷幅增大,铝合金(LY12—CZ)试件的裂纹萌生寿命显著下降。然而,当次循环频率很低时,寿命也下降,这似乎属于“变形损伤”,因缺口附近的应变出现“棘轮”现象。复合疲劳的损伤模型尚有待研究。     

喷管化学反应流的对角化点隐式法求解

采用弱耦合对角化点隐式方法的ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式,求解喷管的粘性化学反应流动,解决了控制方程组的刚性问题,又大大减少了常规点隐式方法中求逆矩阵的大量工作。对液氢液氧火箭发动机,采用６种组分、８个反应有限速率的化学反应模型和Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型,得到流场参数在喷管中的分布。计算结果表明,采用对角化点隐式方法求解化学反应喷管粘性流动能提高计算效率。     

气动谐振管加热机理数值研究

放置在高速喷流中的半开口气动谐振管在一定的条件下会出现加热现象.针对这一现象,利用数值计算方法计算了一维非定常非线性Euler方程组,采用MacCormark格式,对不同管口条件下谐振管内的振荡过程进行了数值研究.研究发现,当管口压力变化频率处在谐振管的线性谐振频率附近时,管内形成的激波以及激波的反射增强导致了谐振管端壁区域明显的加热效果.对不同的驱动气体和不同的谐振管型式(圆柱形和圆锥形)的数值研究也给出了有价值的结论.研究结果与实验事实或现象是相吻合的.      

结构自动离散的一种新方法

本文采用等参元素中的几何插值方法,以少量的输入数据,自动生成全部元素的节点坐标;采用“棋盘”网格,使元素和节点的编号简单易行;同时,采用“波前法”解方程组,使编号的程序简化。 本方法具有输入数据少,改变网格容易,边界节点坐标足够准确等优点,已用于轴对称体二维网格及透平叶片的三维网格,结果满意。     

一种新型组合树突形装药设计分析

提出了一种由星形装药的星角与车轮形装药的辐条交替排列组合而成的新型组合树突形装药。该装药有10个可控结构参数,根据星角与辐条组合搭配的不同,可划分为5种组合类型。导出了该装药不同组合类型下的燃烧周长与通气面积随燃烧肉厚的计算公式;分析了星形和车轮形装药与新型组合树突形装药装填分数的大小关系。实际计算得到燃烧周长与通气面积随着燃烧肉厚的变化曲线。结果表明,新型组合树突形装药是固体火箭发动机的一种特殊装药形式,在初始燃烧面积与相同结构参数大小相等的情况下,比星形和车轮形装药有更大的装填分数;比星形和车轮形装药有更多可调参数,容易获得相对稳定的燃烧面积,可适应更多的内弹道特性需求。新型组合树突形装药为固体火箭发动机的工程设计提供了更多的灵活性。