双组元统一推进系统气路稳定性分析

在建立双组元统一推进气路系统数学模型的基础上,对气路系统从启动到额定工况的工作过程进行数学仿真,证明在理想气体绝热流动的假设下,气路系统在稳态点附近的温度变化很小.通过建立气路系统的状态空间模型,得到了主要结构参数对于气路系统稳定性的影响规律.提出了改善减压阀和气路系统稳定性的主要措施.     

空客FAIR-ISP资源对航空公司可靠性管理的帮助

介绍了空客FAIR-ISP技术论坛的特点、决策流程以及该论坛对航空公司机队可靠性提升的帮助。     

一种多热力循环组合发动机进气道设计方案

针对马赫数0~6的预冷涡轮+冲压组合多热力循环发动机的宽范围工作要求，提出了一种在马赫数2~6范围内流量系数为1.0的宽范围轴对称进气道变几何调节方案，通过中心锥与分流板的协同平移运动，可在满足涡轮与冲压两通道流量分配要求的同时，实现两通道压缩量的匹配调节。对起始半锥角分别为20°和13°的两种变几何进气道方案开展了设计与对比研究。结果表明：起始半锥角对最终方案设计影响最大，起始半锥角为13°的进气道方案较起始半锥角为20°的方案，冲压通道和涡轮通道在来流马赫数为6时临界总压恢复分别提高了16%和14%，最大迎风面积减小了12.4%，但中心锥和分流板平移调节距离分别增加84%和91%。     

星外快旋部件的热设计方法

文章分析了星外快旋部件的热设计特点和难点,包括整体散热能力较小、热管工作条件苛刻、散热面外热流复杂、加热回路资源有限等多个方面;结合HY-2卫星散射计探测头部和辐射计探测头部的热设计方案,描述了星外快旋部件的热设计方法和热设计要点;最后对散射计探测头部和辐射计探测头部,采用"机-电-热"一体化的设计方法,得出了合理可行的星外快旋部件的热设计方案。     

民用客机可变弯度机翼优化设计研究

远程宽体客机在实际飞行状态下,机翼变弯度有效减阻能够提升客机性能和飞行品质。以全机配平构型为研究对象,基于襟翼、扰流板偏转建立变弯度模型;采用 RANS 方程实现阻力的精确求解并建立响应面模型,对不同升力系数、马赫数的多个飞行状态进行变弯度减阻优化;在此基础上,对实际飞行过程中变弯度操作需求及综合减阻性能进行分析,并采...     

定应力幅值往复拉伸过程中推进剂的损伤扩展

对复合固体推进剂进行不同应力幅值条件下的纯复拉仲试验,找出加载过程中往复拉伸曲线、特征应变以及耗散能的变化规律,以分析定应力幅值往复拉伸过程中推进剂的损伤特性.结果表明:往复拉伸过程中耗散能的变化反映了推进剂在不同拉伸应变下损伤形式不同,往复过程中的耗散能主要由基体的粘性耗散与破坏提供,应力幅值与往复拉伸寿命的对数之间...     

上游双扰动对圆柱气动特性影响的数值模拟

通过用商用计算流体力学软件FLUENT 6.0中的SIMPLE方法求解二维非定常层流模型,对雷诺数Re=200时上游双扰动体对下游圆柱气动特性影响进行了数值模拟研究.计算结果表明当双扰动体相隔较近(H/d=1.1,1.33)时,其后形成单一的Karman涡街,它们对下游圆柱的干扰作用类似于单扰动体时的情况,但是流动结构发生变化的临界间距Lcri较之有效宽度相同的单扰动体的要大,因此可以推断出在该种布置下双扰动体和圆柱绕流会出现2种流动模式.在空穴流动模式下面,下游圆柱的阻力和升力脉动最多减小94%和79%,系统阻力(包括圆柱和扰动体)也能减小33%.而当双扰动体尾流为双Karman涡街时(双扰动体相隔较远H/d=3.33,5.0),圆柱迎风面部分区域仍受到来流的冲击作用,气动力减小有限.     

机载离心式制冷压缩机设计及特性分析

开发制冷量等级为50 kW的超级小型化离心式制冷压缩机是发展新一代战斗机蒸发循环系统的关键技术.由于小流量特点,工业中使用的大型离心式制冷压缩机设计经验不能完全适用于小型离心式制冷压缩机设计及工作特性的预测.基于试验,提出相关设计方案,通过建立小流量离心式压缩机效率、压比等的特性计算方程,对所设计的压缩机进行性能预测,经试验数据验证,计算结果与试验数据较为接近.该研究结果可为国内发展机载蒸发循环用离心式制冷压缩机提供技术支持.     

载人月面着陆及起飞技术初步研究

载人登月任务中最具特色的就是载人月面着陆及起飞过程,其技术体系丰富,是影响载人登月任务成败的关键环节。文章详细分析了载人月面着陆及起飞阶段的飞行方案,阐述了载人任务与无人任务设计准则上的区别,剖析了载人月面着陆及起飞技术的内涵。此外重点分析了低温推进剂蒸发量控制技术、10∶1深度变推力液体发动机技术、发动机推力矢量控制技术、大承载着陆缓冲技术、发动机羽流导流与防护技术、月尘清除及防护技术等六项与载人登月舱推进系统和结构系统相关的关键技术,分析提出了相应的技术途径和解决方案,对深入认识载人登月飞行器系统的技术体系及技术难度具有重要意义。     

液体火箭发动机水击特性仿真及试验研究

建立了液体火箭发动机水击压力的模型,进行了数值仿真和试验对比分析,研究了影响液体火箭发动机水击压力的影响因素,讨论了发动机关机后推进剂管路的压力瞬变特性,从而验证了数值模拟的正确性。