高空超声速涡扇发动机喘振特征及扩稳措施的飞行试验研究

基于可调斜板式进气道及涡扇发动机,研究了飞机高空超声速减速条件下,进气道斜板板位快速调零后涡扇发动机的喘振特征,及放大尾喷口临界截面面积和提高风扇转速的扩稳措施对发动机稳定性的影响。结果表明:进气道可调斜板快速调零引起的发动机进口压力波动,会导致进气道与发动机流量不匹配,进气畸变增大;较低风扇换算转速下,进气畸变等降稳因子会导致发动机稳定裕度不足;放大尾喷口临界截面面积,提高了发动机的稳定性,喘振概率大大降低;增加最小燃油流量,提高高空发动机慢车状态风扇转速,可避免发动机进入低转速易喘振区域。     

重庆合川钓鱼城——改写世界历史进程的奇迹之城

重庆合川已有2300余年历史,曾为巴国别都,历为州郡治所,1992年撤县设市,2006年撤市设区,幅员面积2343平方公里,总人口154万,现为重庆六大区域性中心城市之一。     

大面积冬季施工条件下机场道面混凝土配合比影响因素研究

一、引言 机场道面工程建设受工期等影响，在冬季低温条件下混凝土施工有时是不可避免的。如何克服冬季寒冷的气候条件，顺利完成机场道面冬季施工，从而保证机场工程的如期竣工，是建设单位和施工单位必须解决的技术难题。     

喷管喉部热流密度测量实验研究

为剥离热化学烧蚀对喷管喉部热流密度测量的影响,将HT50-20热流计安装在喷管喉部,使之直接接触燃气,测量不同燃气温度条件下喷管喉部的热流密度,并获得了来流燃气的参数,在此基础上,对喷管喉部热流密度进行了数值模拟计算。实验结果表明,当喉部燃气温度分别为611、551、457 K时,热流密度分别为0.496、0.471、0.317 MW/m2,实验数据可为相关数值模拟提供实验验证。     

火箭发动机设计参数对喷管效率的影响

火箭发动机设计参数对喷管效率的影响德国航空航天研究院用ＪＡＮＮＦ二维动能程序的改型给出了大型Ｈ。／Ｏ。火箭发动机喷管的流动计算结果，对火箭喷管进行了各种计算以研究火箭发动机特征设计参数对喷管损失的影响。喷管损失的范畴可分成扩散、摩擦和动能几类。此外，...     

固体火箭发动机喷喉烧蚀辨识

根据发动机实验得到的压力，推力随时间变化数据，建立了喉径变化模型，并用辨识技术得到了喉径变化规律，为发动机性能计算提拱了必要的数据，也为指导发动机设计和提高处理精度提供了参考。     

喉衬用钨渗铜制品质量的控制

较系统地介绍了喉衬用钨渗铜制品生产各道工序中质量的控制要求和工艺方面的经验。     

进出气口面积比对温度传感器恢复特性的影响

以直型单屏蔽式温度传感器为研究对象,通过理论计算,得出了使温度传感器的恢复系数最高时的最佳进、出气口面积比,并与实验结果进行了对比.事实证明,理论计算的结果与实验结果能够较好地吻合,可以为设计和使用气流温度传感器提供相应的依据.     

基于等效靶方法的飞机单击中易损性通用计算模型

飞机单击中易损性/生存力经常表示为飞机在给定一次威胁(例如碎片)随机打击条件下的杀伤概率及易损面积结果.将弹药威力评估领域中的"等效靶"方法引入到飞机易损性评估中,提出了一种飞机在弹丸或导弹碎片单次打击下的杀伤概率及易损面积的通用计算模型.为了更加反映真实情况,该模型考虑了一枚碎片(弹丸)连续穿透部件后运动状态变化的影响.应用表明,所提出的通用模型解决了易损性评估中Pk/h(部件给定打击下的杀伤概率)的计算问题,与其他通常采用的单击中模型相比更容易实现计算机化.     

某燃气发生器地面台架试车性能分析

针对某国产燃气发生器特点采用工艺喷口模拟动力涡轮流通能力，测取试车性能数据；进一步分析径向间隙，喷口面积变化对燃气发生器各性能参数的影响，为准确计算动力涡轮的焓降和输出功率提供了技术依据。