低温微量润滑技术喷嘴方位正交试验研究

低温微量润滑切削技术作为一种理想的绿色冷却润滑方式,已经成为机械加工领域研究的热点之一.选择外部微量润滑与低温冷风的集成作为低温微量润滑系统的实现方式,给出了确定系统喷嘴方位的3个参数:喷射方向与进给方向夹角β、喷嘴仰角α和喷嘴距切削区的距离d,并分别构建了其几何模型.针对β角,给出了最优β角与切宽半径比(B/R)的曲线.通过正交试验研究了喷嘴方位的3个参数(β、α、d)对低温微量润滑切削性能影响的重要程度.结果表明,距离d对切削性能的影响最大;其次是β角;α角的影响最小,可根据实际工况选择α在30°～60°即可.     

C/C喉衬材料烧蚀试验方法研究

C/C喉衬材料的烧蚀性能与原材料性能、工艺过程有很大关系,采用小型试验发动机可有效进行C/C喉衬材料烧蚀性能模拟试验。介绍了3种小型发动机喉衬烧蚀试验方法,并着重分析了一种方形喉衬的试验方法。试验结果表明,该方法适于各类喉衬材料的烧蚀性能对比,尤其适用于径棒法编织的C/C喉衬材料。     

固体发动机卡环连接结构大变形弹塑性有限元分析

对复合材料壳体与喷管的卡环连接结构进行了弹塑性大变形接触有限元理论分析模型的建立及有限元应力，应变数值分析。对复合材料壳体材料进行了等效正交各向异性轴对称材料模式分析；采用点点间隙单元，分析了卡环，接头及倒锥等多体接触问题。     

沉积速率及其对喷管壁温影响的理论研究

固体火箭发动机喷管的沉积不仅影响发动机工作性能也影响喷管壁表面和壁内的温度随时间的变化规律,本文根据沉积过程的传热模型计算了三氧化二铝在固体火箭发动机喷管喉部的沉积速率,与实验结果相符合,并计算了在沉积过程中喷管壁内温度分布随时间的变化过程,数值计算表明,在沉积的初始阶段由于凝相粒子所释放的热量将增加向喷管壁内的传热,温度上升比没有沉积时要快,随着沉积层的加厚逐渐阻挡气相向喷管壁的传热,而使壁内的温度随时间的增加有一个峰,理论与实验结论一致。     

固体火箭发动机喉衬材料

介绍和综合了固体火发动机机喉衬用主要材料，包括难熔金属，石墨等，并比较了其优缺点及适用范围，给出了这些材料的热震与烧蚀性能的一些研究进展。     

液体火箭发动机喷管收扩段的数控加工工艺研究

液体火箭发动机中，喷管收扩段是一个关键零件，数控加工工艺方法和程序编制方法非常复杂，国内外均在该方面有所研究。本文简述了喷管收扩段的数控加工工艺和程序编制方法以及在程序编制过程中建立的数学模型，并在通用的数控铣加工中心上实现了该零件的数控加工。     

Numerical analysis for impacts of nozzle end-clearances on aerodynamic performance and forced response in a VNT turbine

It has been well known that nozzle end-clearances in a Variable Nozzle Turbine (VNT) are unfavorable for aerodynamic performance, especially at small openings, and efforts to further decrease size of the clearances are very hard due to thermal expansion. In this paper, both the different sizes of nozzle end-clearances and the various ratios of their distribution at the hub and shroud sides were modelled and investigated by performing 3D Computational Fluid Dynamics (CFD) and Finite Element Analysis (FEA) simulations with a code of transferring the aerodynamic pressure from the CFD results to the FEA calculations. It was found that increasing the size of the nozzle end-clearances divided equally at the hub and shroud sides deteriorates turbine efficiency and turbine wheel reliability, yet increases turbine flow capacity. And, when the total nozzle end-clearances remain the same, varying nozzle end-clearances’ distribution at the hub and shroud sides not only shifts operation point of a VNT turbine, but also affects the turbine wheel vibration stress. Compared with nozzle hub clearance, the shroud clearance is more sensitive to both aerodynamic performance and reliability of a VNT turbine. Consequently, a possibility is put forward to improve VNT turbine efficiency meanwhile decrease vibration stress by optimizing nozzle end-clearances’ distribution.     

气动推力矢量无舵面飞翼的飞行实验

为实现对无舵面飞翼姿态的控制，针对基本型旁路式双喉道气动推力矢量喷管提出了“单发倒Ⅴ双喷管”布局。随后对该布局的喷管进行测力实验，并且最终将其安装在飞行器上进行了成功试飞，并对采集到的飞行数据进行了分析。结果表明:喷管矢量角随喷管阀门开度基本呈线性变化，且无滞回性；安装该布局喷管的飞行器可以不通过舵面控制，仅仅依靠旁路式双喉道气动推力矢量喷管即可有效地控制飞行器姿态；对于所研究的飞行器，在滚转机动性方面，矢量控制与舵面控制效果相近，而对于俯仰机动性，矢量控制效果较弱；后续如果使用该布局喷管控制飞行器姿态时，应当增大两个喷管之间的夹角，将更适用于飞翼布局飞行器的操纵。      

基于双向流固耦合方法的柔性变结构喷管性能分析

为研究柔性变结构喷管的高度补偿潜力,本项研究利用ANSYS平台,基于双向流固耦合方法,对柔性变结构锥型喷管进行数值模拟,分析了飞行高度和柔性材料的弹性模量对喷管性能的影响。模拟结果表明,随着飞行高度的升高,柔性喷管变形加剧,喷管内部流场呈现出膨胀波-激波-膨胀波的波系特征,喷管柔性段的最大型面变形量和壁面最大应力逐渐增大。当材料弹性模量大于100 MPa时,喷管柔性段型面变形对流场的影响将可以忽略。研究显示,该柔性喷管的低空比冲显著高于传统喷管,高空比冲仅略低于传统喷管,其6 km设计高度下较传统喷管有1.462%的高度积分比冲增益。     

分叉尾喷管气动性能实验研究

某涡轴发动机尾喷管由环形转接段和双管急弯收扩段组成，其形状呈“裤衩”形。在模拟涡轮出口旋流的条件下进行了喷管模型内流气动试验，采用双向总压探针测量喷管内大回流区，发现从３３°截面开始的大分离区对喷管性能有重大影响。在给定流量条件下，通过该流量的喷管进出口压比Ｐ＊５／Ｐ６远比无分离的理论值要高。试验证明导流板是减少喷管气流分离、提高扩压比、降低进口总压的有效措施。Ｐ＊５／Ｐ６可降低１．７％左右。