一种平板螺旋式诱导轮的扬程计算法

目前平板螺旋式诱导轮的扬程计算法大都没有考虑诱导轮出口涡流区的影响,计算出的扬程和实际扬程有较大的偏差,涡流区的存在一方面会减小主流过流面积,使液流出口速度增大,损失增加,另一方面涡流运动自身也会消耗能量,使得诱导轮的扬程有所降低.以径向平衡理论为基础,考虑诱导轮出口涡流区的影响,提出一种扬程的修正计算法,用该方法对两种诱导轮进行了计算,计算结果和试验实测值比较接近,可以更准确的计算非空化工况下诱导轮的扬程.     

高温升直流燃烧室燃烧特性数值研究

为了研究高温升直流燃烧室燃烧特性,建立了带三级涡流器的高温升直流燃烧室物理模型,采用稳态雷诺平均N-S方程的化学反应流数值模拟的方法,开展Ⅱ、Ⅲ级径向涡流器旋向、主燃孔和掺混孔特征参数对高温升直流燃烧室的流场及燃烧特性的影响研究。涡流器能够实现火焰筒头部回流区的产生,同时实现主油路燃油的气动雾化和掺混。主燃孔的射流影响回流区的结构,同时主燃孔射流部分进入主燃区,能够保证主燃区的油气比。掺混孔的射流轨迹影响掺混区的流场和出口温度分布。10种方案燃烧室的温升和总压损失系数均达到设计要求,Mode-1-tx、Mode-3、Mode-3-tx、Mode-4-tx四种方案燃烧室周向温度分布系数(Overall temperature distribution factor,OTDF)达标,而径向温度分布系数(Radial temperature distribution factor,RTDF)略高于设计指标,Mode-5-tx方案燃烧室出口温度系数OTDF=0.178和RTDF=0.061均达标,燃烧室出口温度分布品质较好。     

橡胶减振垫在航天器中的应用及验证

文章针对某航天器振动试验过程中出现的自锁阀及其安装支架振动响应放大问题,提出了一种采用橡胶减振垫的解决措施,给出了增加减振垫后设备安装的刚度模型及其分析,并通过振动试验验证了这种方法的有效性。试验结果表明:采用橡胶减振垫可以较好地解决部分航天器上仪器设备在振动环境条件下响应超标的问题,措施简单有效,满足使用要求,具有一定的推广应用价值。     

某型飞机框板带漆涡流检测可行性研究

根据修理需要,进行飞机框板原位带漆涡流检测的可行性研究。试验方面,首先确定对比试样,选择代替漆层的非导电弹性膜片,由此确定检测频率;理论分析方面,确定允许带漆检测的漆层厚度和带漆检测时能有效检出的最小缺陷当量;最后以带自然缺陷的零件为例,对研究结果进行了试验验证,确保了带漆涡流检测的可行性。     

磁-光/涡流成像技术的有限元分析

近年来迅速发展的磁－光成像（ＭＯＩ）技术使涡流检测技术得到了新的进展。本文运用磁－光／涡流成像的有限元模型对典型的飞机构件缺陷（如连接飞机表面两个铝层的紧固件下面的裂纹）进行模拟。模拟结果表明，其磁场垂直分量的变化对这种结构来说是相当灵敏的，采用ＭＯＩ技术可以用来探测隐藏在紧固件帽下面的缺陷。     

GH_2/GO_2涡流冷却透明燃烧室方案设计及试验研究

涡流冷却是一种新型的推力室冷却技术,采用该技术可以简化推力室结构、降低成本,并提高系统可靠性。本文在综合国外研究成果的基础上,对涡流冷却技术进行了理论分析,设计出推力室结构,采用石英玻璃加工燃烧室圆柱段部分,并用高速摄影仪记录了燃烧室内的火焰图像。研究表明,涡流冷却透明燃烧室方案是可行的,燃烧稳定段燃烧区域占燃烧室的55%～60%。     

射流伺服阀用放大型超磁致伸缩执行器建模及分析

为提高射流伺服阀的动态性能,设计了采用桥式微位移放大机构的射流伺服阀用放大型超磁致伸缩执行器(AGMA)。建立了计输入位移损失的放大机构模型以及非线性位移输出理论模型,并采用有限元法对所建放大机构模型进行了对比验证,结果表明:放大机构的输入刚度模型最大误差0.78N/μm,放大倍数模型最大误差0.22,放大倍数受输入位移影响较小。最后,试验研究了AGMA的静动态特性,结果显示:控制电流在-0.5A到0.5A缓慢变化时,AGMA输出位移约为78μm;当控制电流从-0.5A跃变到0.5A时,其峰值位移约为71μm,峰值时间约为0.014s,调节时间小于0.1s;当控制电流幅值为0.5A时,其输出位移幅频宽40Hz,谐振频率约为30Hz。     

圆锥低超声速有攻角绕流非对称涡流的数值模拟与非线性分岔的研究

本文用数值方法研究了圆锥低超声速有攻角绕流的对称和非对称定常解，扰动响应以及在更大角时出现的准周期解问题。     

Hпп大G值精密离心机

介绍Hпп精密离心机的系统组成及其能达到的技术指标，性能和技术特点，此设备现已成功地应用于惯性仪表的检测和鉴定中。