动量比对涡轮叶片气膜孔流量系数的影响

采用放大的叶片模型，利用大尺寸低速线性叶栅风洞进行实验，测量了涡轮工作叶片表面不同位置处6排气膜孔的流量系数，研究了不同吹风比、密度比和雷诺数对流量系数的影响。结果表明：（1）用二次流与主流的动量比来描述气膜孔流量系数的变化规律较为恰当。该参数可以综合吹风比和密度比的影响；（2）气膜孔流量系数随动量比的增大而增加，在小动量比下，影响尤为明显；（3）叶片表面不同位置处气膜孔的流量系数有较大的差别。表明气膜孔出口处的流动状态对流量系数有较大的影响。     

压气机带静叶优化的引气试验研究

本文研究了不同的引气量和可调静子叶片安装角对压气机性能的影响。结果表明：压气机中间级引气使压气机总流量和稳定工作范围增加，并且产生一个效率最高的最佳引气量，但对压比的影响不明显。     

降低颗粒粘结高燃速推进剂初始压强峰的途径

为降低颗粒粘结高燃速推进剂发动机试验时的初始压强峰,分别采用降低点火药量,改变燃喉比、燃通比,内外表面涂钝感剂和控制内、外燃通比之比小于1等方法进行了发动机试验,获得了每种条件下的压峰比数据。分析结果表明,采用控制内、外燃通比之比小于1的装填条件,可使其高燃速推进剂的压峰比小于1 3。     

圆排波瓣弯曲混合管引射实验与数值模拟

将圆排波瓣喷管配以不同的弯曲混合管组成引射混合器 ,实验研究了弯曲混合管的几何参数 ,试验结果表明 :当弯曲角β=40°时 ,弯曲混合管的引射流量比φ与同样直径的圆柱混合管相当 ;当β>40°时 ,弯曲混合管的引射流量比φ相比于同样直径的圆柱混合管有较大的下降 ,φ随β的增加下降很快 ;φ随混合管截面比λ的增加先增大后下降 ,虽然峰值小于圆柱混合管的最大引射流量比 ,但是峰值对应的值却近似等同于圆柱混合管的截面比 ;φ随次流进口截面比 σ的增加而接近线性增大。进行了 1 /2的 1 2波瓣喷管弯曲混合管引射混合器的 3 D不可压流流场的数值模拟 ,模拟结果表明 :当 β>40°时 ,弯曲混合管引射流量比 φ下降的主要原因是弯曲混合管转弯部分由于主流射流冲击 ,静压力较高 ,从而弯曲部分附近的有效流通截面积减小 ,严重影响了次流的出流。另外 ,计算的壁面静压系数与测量值符合良好      

某型发动机压比调节器的X6辅助螺钉最佳调整量研究

压比调节器的调整是发动机试车中比较重要的过程，如何进行有效、准确的调整，成为发动机、附件生产厂家比较关心的课题。本文就该附件在试验台上的一些试验结果，提出它的比较合理的调整量。     

碳纤维表面特征对碳/环氧复合材料界面性能的影响

为了研究碳纤维表面特征与碳/环氧复合材料界面剪切强度的定量关系.采用扫描电子显微镜、比表面积分析仪、X射线光电子能谱仪对T800级碳纤维表面形貌、比表面积和表面化学特征进行了测试表征,并使用微珠脱粘法测试了复合材料的界面剪切强度(IFSS).基于碳纤维比表面积测试结果,引入真实界面面积的概念,重点分析了界面面积和化学特...     

货机的载重平衡安全

一、全球货机载重平衡安全问题概况2007年4月21日,中货航MD11/B2174货机在厦门机场执行CK247货班任务,配载人员在计算实际无油及起飞重量时,共遗漏了货物33.699吨,造成飞机计算重量比飞机实际起飞重量少33.699吨,计算的实际VR速度比实际VR速度少了15海里/小时,致使飞机起飞离地时速度小、仰角大而擦伤3号VHF天线,构成一起人为原因的飞行事故征候。     

温度对座舱有机玻璃强度影响研究

以试验为基础，系统的研究了不同温度（40℃、60℃、-25℃、-45℃）及不同应力比（R=0.1、0.4）埘有机玻璃疲劳性能的影响，并提供了有机玻璃温度环境下不同应力比的疲劳性能S～N曲线。     

含粘弹性界面相短纤维／弹性体复合材料的纤维临界长径比数学模型

建立了含粘弹性界面相短纤维/弹性体复合材料的纤维临界长径比理论模型,得到了不同界面相破坏形式下初始和长时的纤维临界长径比,并讨论了界面相剪切强度、界面相剪切松弛变量、界面相厚度等诸多参数对纤维临界长径比的影响.结果表明:纤维临界长径比和时间有关,初始时最小,长时最大;三种不同的界面相破坏形式下,纤维临界长径比计算方法也不同;纤维临界长径比和诸多力学性能和结构参数有关,它随着界面相剪切强度和厚度的增大而减小,随着纤维体积含量、弹性模量、断裂强度以及界面相剪切松弛变量的增大而增大;界面相厚度不同,纤维临界长径比差别甚大.所建模型既适合于具有一定厚度界面相的短纤维/弹性体复合材料,也适合于薄界面相或纤维没有经过表面处理的复合材料.     

基于蜻蜓膜翅结构的飞机加强框的仿生设计

由于机动性和能耗的要求,飞机设计过程当中轻量化设计是十分重要的。经过亿万年的进化,在承受自身重量及生长环境的载荷过程中,生物体获得了适应环境的最优结构。通过分析蜻蜓膜翅和飞机机身加强框的结构相似性,提取决定蜻蜓膜翅结构优良力学性能的结构特征,将其应用到飞机机身加强框的设计当中,并用有限元工具验证了结构的优化效果。在同样的承载条件下,仿生型结构的比刚度比原型结构提高了2%~6%,比强度提高了1%~8%。同时,仿生型结构的最大应力减小,而最小应力明显增大,因此其应力分布更加均匀,从而体现了仿生结构件材料的优化分布和最大效能。