铌钨合金材料在液体火箭发动机上的应用

为探索铌钨合金在液体火箭发动机上的应用，针对我国研制成功的Nb-5W-2Mo-1Zr铌钨合金进行了高温性能试验及抗高温氧化涂层的研制，铌钨合金及涂层在高温时的组织结构分析及相关工艺试验。结果表明：Nb-5W-2Mo-1Zr铌钨合金及抗氧化涂层可用于液体火箭发动机。     

超声干涉法薄层厚度测量声阻抗匹配判据及其应用

针对超声干涉法测量薄层厚度的原理,讨论了薄层及与其相邻介质声阻抗匹配分别满足界面声压反射系数|R1|＜1/2或|R1|＞1/2时回波信号的选取原则,并以薄层声压反射系数谱为依据,分析了上述两种声阻抗匹配条件下谱线分别出现次生极大或极小值的规律,在此基础上提出了薄层厚度测量时谱线极值的选择方法.以航空雷达罩蒙皮GFRP(Glass Fiber Reinforced Plastic)层板外表面复合涂层以及钢基体表面ZrO2陶瓷涂层样品为例进行了薄层厚度测量实验研究及信号分析.研究表明,超声干涉法薄层厚度实验结果与SEM(Scanning Electron Microscope)测量结果相符.由此可知,薄层及与其相邻介质声阻抗匹配判据对于超声干涉法薄层厚度测量具有很强的理论指导意义及工程应用价值.     

指尖密封的温度场及热结构耦合分析

以单梁-双层密封片为单元建立了指尖密封热分析模型,依据指尖密封的实际工况确定了指尖密封热分析边界条件,通过有限元分析获得了不同工况条件下指尖密封的温度场分布,结果表明指尖密封的最高温度分布区域与高压腔气体温度高低有关,随着高压腔气体温度升高,最高温度分布区域自指尖靴部向高压密封片中部转移.在指尖密封热分析基础上进行了指尖密封热结构耦合分析,获得了考虑热效应的指尖密封的迟滞特性和接触性能.与不考虑温度影响的指尖密封性能分析结果相比,考虑热效应下的指尖密封的迟滞量减小,指尖与转子间的接触压力明显增大.      

变推力液体火箭发动机的故障识别

讨论了专家系统在液体火箭发动机故障诊断中的应用，研制出一个基于阈值判断的故障识别专家系统，应用该系统成功地识别出变推力液体火箭发动机故障模式。     

机动飞机／发动机设计参数的一体化选择

发展了一种机动飞机／发动机设计参数的一体化选择方法和软件。根据机动飞机的飞行任务要求，确定设计目标和约束，其中包括飞机性能约束和发动机部件设计约束，并以此对飞机的主要设计参数和发动机循环参数进行一体化优选。该软件由飞机几何、飞机质量、飞机气动性能、发动机非安装和安装性能、发动机质量和外廓尺寸、飞机性能、优化等模块组成。此软件已应用于已有机动飞机／发动机的改型方案论证和未来高机动飞机／发动机方案的分析研究，本文给出部分计算实例。使用此软件的经验表明，计算结果合理，计算精度和所需时间适合于飞机／发动机系统方案论证和初步设计。     

艾利逊核心机达到1997年IHPTET目标

艾利逊公司以稳定的创纪录的涡轮进口温度成功地试验了战斗机及攻击机用的核心发动机,从而验证了所用冷却技术的先进性。 根据美国国防部综合高性能发动机技术(IHPTET)计划研制的XTC-16/1B核心发动机,于6月中旬成为首台达到原定1997年才可望实现的性能目标的发动机。 提前3年达到IHPTET第二阶段有关涡轮温度的目标有力地证明了今后的验证机有可能实现IHPTET的最终目标,即到2003年,战斗机发动机的推重比提高100％,耗油率降低38％。这些技术在艾利逊公司为     

机翼的动态分离流动特性

本文对两个机翼等速上仰及下俯的动态分离流动特性在水槽中进行了流态研究。结果表明，动态滞后效应与折算频率关系很大。转轴位置对动态滞后的影响与增加上爷角速度的作用有某种相仿的效应。机翼的初始迎角对动态流动特性有不可忽视的“遗传”效应。     

液体火箭发动机系统静态特性模拟

以往分析液体火箭发动机系统静态特性的程序都是针对特定的发动机系统编写的,这样的模拟程序缺少通用性,一旦发动机方案发生变化,要重新列系统方程与编程序进行模拟.本文采用基于元件模型的结点方法,探讨了在计算机上自动建立液体火箭发动机静态方程,并且进行数值模拟的方法.运用该软件,用户只要输入发动机元件参数和元件之间的连接关系,计算机就可以自动完成系统模拟工作.     

变推力液体火箭发动机工况监测和故障诊断实验研究

本文介绍了一种用于变推力液体火箭发动机地面试车的工况监测和故障诊断微机系统。该系统能现场监测发动机各个工况的静态和动态性能参数,根据监测系统提供的原始数据和曲线,可对变推力液体火箭发动机系统进行故障诊断。文中列出了相应的试验结果和曲线。