复合丁羟推进剂压强指数现状评述

本文详细叙述了我国研究压强指数的历史、低压强指数的优点,列举了我国丁羟推进剂压强指数研究的状况,分析比较了国内外水平,指出了今后努力方向.     

航空用圆弧端齿工程设计初步研究

圆弧端齿具有承载能力强、定心精度高、拆装简便等诸多优点,而广泛应用于航空发动机及燃气轮机的转子联接结构。以圆弧端齿工程应用为目标,结合航空发动机用圆弧端齿的设计和使用经验,对带环槽圆弧端齿的结构设计、初步强度设计,以及圆弧端齿副的互换性设计进行了研究,提炼、归纳了带环槽圆弧端齿工程设计应重点关注的问题,并提出一种解决不同设备加工圆弧端齿副具有互换性问题的可行方法。     

边界层吸气对压气机叶栅角区分离损失的控制

压气机角区的大范围回流通常会引起叶片通道中的三维阻塞现象,并伴随有强烈的掺混流动损失。采用德国航空航天中心(DLR)开发的TRACE程序,在其推进技术研究所的高速压气机叶栅试验台(包含5个NACA65K48直叶片)上,研究了位于端壁上的边界层吸气措施——叶片弦中近尾缘吸气槽(MTE)对该直压气机叶栅通道的角区分离进行控制,减小二次流动损失,进而削弱其对总损失的影响。通过基于定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法的数值模拟研究与相应的试验研究对比,端壁边界层吸气能够较好地重新组织角区气流流动,减弱附着于叶片吸力面尾缘的集中脱落涡,使得角区分离涡强度显著降低,由此引起的二次流损失也明显降低,与无吸气状态相比最大降幅可达81.2%;在设计状态下采用吸气流量率为1%的MTE,总压损失有很大程度的降低:在数值计算中,降幅为15.2%;试验测量中为9.7%。     

惯性平台轴端结构仿真分析与改进设计

轴端结构是惯性平台系统的主要承载部件,并且实现平台环架结构的转动自由度。因此,轴端构件需要具备足够结构强度和刚度保证惯性平台系统在空间飞行、地面运输等振动冲击工况下可靠工作。本文以某型号惯性平台轴端结构件为研究对象, 探讨了轴端结构件的有限元分析方法。利用HyperWorks 11.0分析软件, 进行了结构静力和模态分析,并对原始的模型结构进行了改进设计。改进后的轴端机盖在相同工况下,结构的强度和刚度上均得到有效提高。     

单机与部段级试验相结合的可靠性试验方案风险水平研究

随着航天型号可靠性指标要求的提高,按照传统方式确定的单机产品综合环境可靠性试验验证的时间要求越来越长,有的甚至超出了实际所能允许的范围。为了减少单机产品的试验时间,并达到对可靠性指标充分验证的目的,本文以电气产品为例,对单机级试验与部段级试验相结合的试验方案进行了初步探讨,并给出了减少单机级试验时间后部段级试验的风险水平、单机产品在部段级试验时出现故障的风险水平的概率模型和典型算例,以供参考。     

航空发动机过渡态典型热端部件热响应分析

为满足航空发动机方案设计阶段结构分析及强度寿命评估的要求,必须提供相关零件稳态和过渡态热状态数据。应用1维解析方法和数值方法分别对薄壁类和轴对称缘盘类热端部件进行了过渡态热状态计算分析,得到带涂层叶片、盘及机匣平均温度随发动机状态的变化,并依此分别进行了各零件热响应分析;由热响应分析结果得到了高压涡轮转子和机匣过渡态热伸长量,并进行了过渡态的热间隙分析,为结构分析提供输入;计算结果与采用ANSYS软件计算的结果偏差普遍在3%以内,说明计算方法合理,可适用于方案设计阶段过渡态热端部件热状态计算。     

涂覆焊技术在航空发动机受感部 安装中的应用研究

为满足发动机测试技术发展的需求,解决发动机测试改装和安装带来的流场扰动问题,分析了设备参数对涂覆焊效果的影响,开展了涂覆焊技术的应用研究,获取了可靠的测试数据,从而实现了发动机测试受感部的埋设式安装,避免了测试对发动机气动性能的影响,保证了发动机结构的气密性,保障了后续试验试车的效果和发动机的安全性。     

利用端区射流调节涡轮流量的数值研究

采用三维数值模拟方法对在导叶端区射入第二股气流的涡轮流场进行计算,分析了各喷气参数(如喷气位置、角度、流量、马赫数以及总温总压等)对涡轮流量的影响规律.结果表明:涡轮流量对喷气位置相当敏感,精确的喉道位置有利于流量调节;与主流成钝角喷气对涡轮流量的调节效果较好,且喷气流量与涡轮流量的变化呈线性关系;喷气马赫数在亚声速范...     

HTPB和PET聚氨酯弹性体表面性质表征

采用接触角、衰减全反射-傅立叶变换红外光谱(ATR-FTIR)和SEM等表面表征技术研究了HTPB和PET聚氨酯弹性体的表面酸碱性质及表面状态信息.接触角结果表明,HTPB/TDI、HTPB/IPDI、PET(p)/N-100和PET(t)/N-100弹性体表面呈Lewis碱性,以PET与N-100反应得到的弹性体表面...     

同步轨道共位卫星差分CEI测量技术

同步轨道卫星共位是指在一个地球同步轨道±0．1°的窗口上放置2颗或2颗以上的卫星。文章介绍了同步轨道卫星多星共位的必要性和差分连接端站干涉测量的原理,对同步轨道共位卫星位置测量精度进行分析,得出结论：差分连接端站干涉测量技术能够满足同步轨道共位卫星位置测量的要求。