第三届进入、减速、着陆(EDL)技术全国学术会议征文通知

<正>为了推动进入、减速与着陆(EDL)技术的持续发展,促进该专业技术的不断创新,拟定于2015年9月在长沙召开第三届进入、减速与着陆(EDL)技术全国学术会议。本次会议的主题为"走向深远,自由返回",将以载人航天、火星探测、     

高空代偿服揭秘

现代战斗机一般在12～20千米高空飞行,高空环境对飞行员是很险恶的。一旦飞机气密座舱泄漏,将危及飞行员的生命。因此,飞行员必须使用密闭头盔与高空代偿服,这样可以保证飞行员5～10分钟的安全。由此可见,高空代偿服是飞机向高空高速发展的产物。其最早研制的国家可能是英国,时间应在1941年前后,而苏联研制高空代偿服应在1946年前后,而我国研制高空代偿服是在1956年。高空代偿服经过几十年的研制,其家族遍布世界各国,有数十种之多。现在,我国已研制出的先进高空代偿服品种就有6个,而且仍在开发新型高空代偿服,以满足新型战机的需要。     

E_1等公斤砝码标准装置检定E_2等克组砝码质量控制方法

E2等克组砝码的检定采用分量组合比较检定法:首先将符合检定条件的1kg E1等标准砝码与其标称值相当的一组被检E2等砝码(500 g,200 g,200 g,100 g)相比较;再依次将被检的E2等砝码组中的每个砝码与相当于标称值较小的一组砝码相互比较,一直比较到本组砝码的标称值最小的砝码为止(检定时借用质量标称值为ig的参考砝码,NO:328),计算出平衡位置的差值△m:(i=1～13),再根据分量组合比较法(5,2,2,1组合方式)修正值计算公式计算出各砝码的修正值.     

双扇形孔气膜冷却效率的研究

对平板表面的双扇形孔排气膜冷却特性进行了研究,包括孔节距、动量比和主流湍流度对气膜冷却效率的影响.气膜孔的直径为d,气膜孔与主流方向的夹角为45°.孔节距有2d,3d和4d,动量比有1,2和4,主流湍流度有0.4%和8%.结果表明,气膜冷却效率随孔节距增大而降低;孔节距为2d时,动量比增大会引起气膜冷却效率显著增加;孔节距为4d时,气膜冷却效率受动量比的影响相对较小;在孔节距及动量比均较大时,主流湍流度的增大会导致气膜冷却效率较为明显的下降.      

瓦形管理装置振动夹具设计及控制方法研究

以瓦形管理装置的随机振动试验为例,介绍了振动夹具的设计,研究了随机振动试验过程中的控制技术,选择出满足试验条件的最佳控制方式。振动试验表明:振动胎具的设计及控制方式的选择满足产品的振动试验要求。     

航天火工装置步进应力加速贮存寿命试验方法研究

针对航天火工装置特点．探讨了以步进加速贮存寿命试验来评定其贮存可靠性的理论与方法。为了提高试验效率和确保试验方案合理优化,提出了采用小样本摸底试验的方法。首先确定阿累尼乌斯（Arrhenius）方程中的参数,以激活能为理论基础,根据摸底试验确定的应力水平和期望的失效数对试验时间进行估计的解决思路．为温度加速试验不同水平下的试验时间的确定,提供了可供参考的指导原则。     

气膜孔形状对排孔下游换热的影响

实验研究了气膜孔几何形状、二次流雷诺数及吹风比对孔排下游的局部换热系数的影响。所用孔形是簸箕形孔、圆锥形孔及圆柱形孔;实验的参数范围为二次流孔径雷诺数Re=10000～25000,二次流吹风比M=0.3～2.0,在上述范围选取了26个工况分别对3种孔形进行了实验。      

带60°肋U型通道中气膜孔对通道换热特性的影响

以航空发动机涡轮叶片中段内部冷却通道为研究对象,将其简化为带肋变截面U型通道。对通道内有气膜出流时的换热特性进行了实验研究。实验模型中,矩形肋对称布置在上下2个表面,气膜孔仅布置在第2通道内。文中定义了气膜开孔率的概念,采用单元分析法研究了气膜开孔率和出流比对通道内单元努塞数分布和第2通道压力分布的影响。实验结果表明,气膜出流比一定时,随着开孔率的增加,换热增强;在两肋之间的3个气膜孔中,肋后孔对通道换热影响最大;气膜出流比与通道努塞数的关系为二次曲线。