发展中的航空航天部第三十一研究所

航空航天部第三十一研究所创建于1962年,随着我国国防建设事业的发展,目前已发展成为冲压发动机、固体火箭发动机、固体火箭-冲压发动机、弹用涡喷涡扇发动机等研究、设计、试验和小批量生产的综合性战术导弹动力装置研究所.全所职工千余人,其中研究员、高级工程师300余名,工程师300余名并有国家级有贡献的科学家.经国务院批准为航空发动机、火箭发动机专业硕士学位授予权单位.     

力矩不平衡航行体推进器的设计和性能分析

为了平衡某水下航行体前后转子的力矩,通过对前后转子进出口速度三角形的分析,提出采用对转式泵喷推进器的设计思路:在后转子叶片后加装导叶,从而保证推进器力矩整体平衡,同时导叶可以起到支撑导管的作用。在反三元设计方法基础上,对前后转子以及导叶之间的速度矩进行简单假设,完成叶片的参数化设计。通过计算流体力学分析,对所设计的泵喷推进器在全附体条件下进行性能计算。结果表明:设计航速下,所设计的泵喷推进器在前后叶片收到功率相差20%的条件下,通过导叶的平衡,推进器整体不平衡力矩缩小到了1.8N·m,占总力矩的比例从4.6%降为0.4%,完成了航行体推进器力矩的平衡,验证了设计思路和设计方法的有效性。     

不同喷压比下欠膨胀射流对特征频率激励的响应

为了揭示欠膨胀激励射流的流动机理,以及考察不同喷压比下射流对相同激励的流动响应,采用大涡模拟方法,对喷压比NPR=5.60和9.34的欠膨胀定常射流和激励射流进行了三维数值计算。激励频率为定常射流中固有的轴对称频率=14.569kHz,激励形式为在射流喷管入口处施以正弦压力扰动。结果表明,特征频率激励影响射流的声场特征,缩小射流核心区的范围,减少射流近场的激波胞格数目,并影响射流气体与环境空气的混合。同时,激励射流的特征频率转变为激励频率及其高阶倍频,激励射流的主不稳定模态均为轴对称模态。其中,NPR=9.34的欠膨胀射流的主不稳定模态和外加压力扰动的形式相一致,射流与外加激励发生了更加剧烈的流动耦合和响应。这使得在NPR=9.34时,射流核心区长度减小得更多,压力脉动的振幅更大,激励对射流混合的增强作用更加明显。     

燃气发生器喷喉面积对导弹发射动力的影响

为提高潜艇的快速反应能力，必须使潜艇具备导弹变深度发射能力，则导弹发射系统就必须提供能量可变的发射动力。根据发射系统内弹道计算模型，针时燃气发生器喷喉面积对导弹发射动力的影响进行导弹运动参数、内弹道性能的计算与分析。在发射筒构造诸元和装填条件确定时．当燃气发生器喷喉面积在一定范围变化，导弹运动加速度、出筒速度以及燃气工质的做功能力发生相应改变。因此提出在喷管内设有一调节锥，通过改变调节锥的轴向位置来控制喷喉面积，以实现有限度的可调发射动力，并给出时应于某发射深度范围的喷喉面积调节范围。研究结果表明．通过控制燃气发生器喷喉面积，使潜射导弹发射动力得到有效调节，从而在理论上能实现导弹变深度发射。     

小型固体火箭发动机喷管内壁表面瞬态温度的测量

在喷管石墨喉衬热应力研究的第一阶段,我们完成了理论计算和分折工作。为了验证上述理论工作,也为了进一步发展热应力的预测方法,有必要对喷管喉口段构件进行温度和应力测量。同时,这些数据对于工程设计的改进也有重大意义。 由于固体火箭发动机的工作时间较短,且待测的温度、应力等物理量变化激烈,一般工程上常用的一些测温仪器,如电子电位差计、电阻应变仪等已不能胜任,为此,我们试制了微型计算机控制数据采集系统MDS-1型仪器。利用这套快速数据采集系统,我们成功地在某型号小型发动机上完成了喷管内壁表面瞬变温度历史的测试任务。 本文主要介绍此项测试工作。     

不同热处理对喷射成形GH738合金显微组织和力学性能的影响

通过相分析,扫描电镜、透射电镜研究了不同热处理对喷射成形GH738合金的晶粒度、γ'相和碳化物等显微组织的影响,并测试了室温、高温拉伸和持久性能.研究结果表明:固溶温度的改变对晶粒尺寸影响不明显,晶粒度在7~7.5级;γ'相在合金中约占19%~22%,随着固溶温度的提高,时效后析出的大尺寸γ'由30%减少至0,小尺寸γ'相逐渐长大,并在基体中保持均匀分布状态;其它第二相有Mc、M23C6;不同热处理对室温和高温拉伸性能影响不大,HT5制度下的持久性能优于其他热处理制度;采用1080℃/4小时/空冷+840℃/4小时/空冷+760℃/16小时/空冷的热处理制度能获得最佳的性能.     

模拟飞机尾喷焰辐射传输的非结构有限体积法

有限体积法因其物理意义明确,在流动与传热的数值计算中有广泛的应用。在利用有限体积法求解辐射传输问题时,不仅能够保证在每一控制体内辐射能量守恒,还可以保证在每一个控制立体角内辐射能量守恒,因而使得模拟结果具有较高的精度;同时,非结构化网格技术是处理复杂几何形状物理问题的一种有效方法。本文编写了求解辐射传输的非结构化有限体积法程序,将计算结果与其他文献的算例进行了对比,证明了模型和程序的正确性,分析了各种因素对程序计算精度和计算时间的影响。在此基础上,将求解辐射传输的非结构化网格有限体积法程序集成到Fluent软件中,计算了飞机尾喷焰的温度场分布。     

IHPTET大型涡扇／涡喷验证机即将试验CMC涡轮工作叶片

由美国空军研究实验室(A FR L)、海军、G E飞机发动机公司和艾利逊先进技术开发公司(现更名为罗·罗北美技术公司)联合组建的团队将对大型涡扇/涡喷验证机X TE76/1的陶瓷基复合材料(CM C)低压涡轮工作叶片进行试验。目前,该团队借助A FR L过去的经验和IH PTET计划已经制造出了一整套高质量的工作叶片并将它们装配到了验证机上,计划在2005年底进行试验。这种不带冷却的CM C工作叶片所能承受的温度明显高于类似的、带冷却的金属低压涡轮叶片,这就显著减少了常规金属工作叶片所需的冷却空气量,从而增加了系统推力。另外,CM C的密度…     

Busemann进气道起动问题初步研究

1引言在高超声速进气道的设计过程中,除了要求进气道在设计状态具有良好的性能之外,另一个必须考虑的重要问题是保证进气道在冲压发动机开始工作的飞行马赫数下能够顺利起动,它是发动机正常工作的前提,因此起动问题在进气道的设计中处于非常重要的地位。文献[1]指出,流线跟踪Bu