航空涡轮风扇发动机噪声分析

航空涡轮风扇发动机是民航干线客机的主要噪声源，本从噪声产生的物理机理出发，简要分析了航空涡扇发动机的噪声源，并论述了业已应用在航空涡扇发动机上的主要降噪措施。     

电致伸缩位移器件用于电火花细微孔加工

本文根据电火花细微孔加工的特点,提出了利用WTDS型电致伸缩位移器件与步进电机进给装置相配合的微进给伺服系统,并从设计的角度介绍了系统的组成、工作原理及特性。     

多机系统中PI互连总线的几个重要性能分析

新一代航空电子系统选用并行总线PI作为各子系统的系统级总线。本文主要讨论和分析PI总线的系统复位,系统仲裁与总线竞争、总线消息的效率及PI总线的控制机制等问题。     

多跨加筋板的动态裂纹扩展

提出了一种加筋板数值分析中筋条与板相互作用的计算模型,用有限差分法对多跨加筋板结构进行了动态裂纹扩展分析计算。当筋条位于板的边界时,筋条的作用可以作为边界力处理;当筋条位于板的内部时,其作用可作为局部作用的类似体积力进行分析。按照这种模型对多跨加筋裂纹板进行静态与动态断裂分析。计算结果表明:筋条具有降低裂纹尖端应力强度因子作用,在裂纹动态扩展情形还能降低裂纹扩展速度甚至止裂。     

TA-6发动机的引气特性

在TA-6发动机的压气机出口处引气,得到了发动机转速不变条件件下压气机增压比、引气阀压力损失系数、引气管内气流总压和引气气流温度与引气量之间的关系。研究表明,相对引气量在9～22％范围内变化时,TA-6发动机流量几乎不变,压气机增压比变化仅5％,引气压力为1.27×10~2～2.45×10~5Pa,引气温度约473K。所得结果可为燃气涡轮装置引气设计提供参考。     

固冲火箭技术的发展与展望

通过若干典型例子系统总结了目前固冲火箭技术的研究与进展情况,着重指出了该技术在达到实际应用之前尚存在的关键技术问题,并对今后的研究与发展方向提出了建议。     

固体火箭发动机内绝热层烧蚀率实验研究

根据固体火箭发动机内绝热层烧蚀环境,设计研制了一种绝热层烧蚀试验发动机。利用该发动机不仅可进行绝热材料配方筛选,而且通过调节压强、流速及冲刷角进行缩比发动机烧蚀模拟试验和各种烧蚀率影响因素分析。在大量实验研究的基础上,提出了一种能较精确测量绝热层烧蚀率的测试方法和实验评定方法。分析了发动机工作压力、流速、气流冲刷角、裂纹,脱粘、气孔、夹层及搭接缝对绝热层烧蚀率的影响。测试结果与实际发动机解剖数据有较好的一致性。     

中推预研核心机高压涡轮导向叶片结构特点

介绍了中推预研核心机高压涡轮导向叶片的结构特点及其对试制工艺的要求，该导叶是将高温耐热合金叶身与上，下缘板分开精铸后高温钎焊而成的极其复杂的多层次爆组合件。按照“对流－冲击－气摸”复合式气冷的要求，用激光和电光花等加工方法，在叶片的各部位打出了数众多的气膜孔和冲击孔，工艺难度很大，经过攻关后才得以实现。