自由基型端羟基聚丁二烯反应活性的差异

通过红外、化学滴定和力学性能随时间的变化曲线,对比了2批力学性能差异较大的Ⅰ型自由基型端羟基聚丁二烯(HTPB)反应活性,并采用低温、常温的粘流曲线、玻璃化转变温度、密度等方法对结果进行了分析。结果表明,自由基型HTPB的3种循环结构单元顺式1,4结构、反式1,4结构和1,2结构的相对含量相当,而3种羟基类型α-乙烯基伯羟基、反式烯丙基伯羟基、顺式烯丙基伯羟基相对含量也相同,自由基型HTPB不存在反应活性的差异。     

温度循环条件下某光电舱结雾现象分析

温度循环筛选是提高产品可靠性的重要手段之一,而光电试验舱内温度循环引发的呼吸作用可能是导致光电产品结雾的原因。文章详细分析了某光电舱温度循环时低温结雾的现象,通过理论计算和相关试验,表明器件内部水汽含量过大是此现象出现的主要原因,而密封结构的呼吸作用影响较小。根据以上结果,提出了相关解决措施。     

考虑几何分散性的涡轮盘寿命概率分析

针对考虑几何分散性的涡轮盘低循环疲劳（LCF）寿命概率分析中几何参数多、几何随机变量难确定、分布特征获取困难、模型需自动更新及计算成本高的问题,提出几何分散性的概率处理方法:采用试验设计方法对涡轮盘结构所有几何参数进行灵敏度分析,筛选出对应力影响较大的关键几何参数作为随机变量,使用K-S(Kolmogorov Smirnov)方法确定其分布类型和特征参数,最后建立代理模型进行Monte Carlo概率分析.基于此方法,开发出了涡轮盘概率分析系统,在该系统中筛选得到某发动机GH720Li涡轮盘内径、外径、盘缘厚度3个结构参数作为几何随机变量,完成对LCF寿命的概率分析工作得到寿命-可靠度分布曲线.分析结果表明涡轮盘外径对LCF寿命有较大影响.      

飞艇载荷舱电子设备散热研究

在分析平流层飞艇载荷舱传热特性和高空环境特性的基础上,提出了采用基于开放式二氧化碳制冷和冷板相结合的平流层飞艇载荷舱电子设备冷却方案。所提出的方案能避免单纯采用冷板散热所面临的制冷量不足的问题。同时,通过建立理论计算模型并结合VC++编程软件,获得了飞艇上升过程中所需要携带的二氧化碳的量的理论值,并分析了气瓶内二氧化碳的状态变化及造成制冷量损失的因素。结果表明:通过计算所得的理论量能够满足飞艇上升过程的制冷要求,且在低储存温度、大管径、低背压的情况下制冷量损失较小。该研究结果为平流层飞艇载荷舱电子设备的冷却提供技术参考。     

自然层流超临界翼型的设计研究

阐述了研究发展我国自然层流超临界翼型ＮＰＵ－Ｌ７２５１３的设计思想,设计要求和转捩位置的判别技术和设计方法,首次提出了利用弱激波形成足够顺压梯度的自然层流超临界翼型设计思想,解决了维持层流所需的有一定顺压梯度压力分布形态和无激波超临界翼型的屋顶状压力分布要求的矛盾。风洞实验结果表明,所设计自然层流超临界翼型达到了设计要求。     

航空发动机试车三分钟事件记录与回放

航空发动机试车计算机辅助试验系统中开发三分钟事件记录与回放功能可以为事后的分析提供数据依据。本文着重研究了事件模型的建立的一般方法,讨论了数据记录与回放的方法,最后给出了所采用的数据结果。根据本文所论述的方法,实现了该功能并已投入了某型航空发动机试车实验使用。      

串行通信协议SRSC的研究与应用

以PSTN和Modem点对点串行通信为基础设计了一种通信控制规程SRSC协议,详细说明了SRSC协议的四层组成结构、设计思想、SRSC帧格式以及通讯机制,并进一步分析了SRSC协议的传输效率,从而说明了它的实用性和有效性。通过使用帧方式、CRC校验和选择重发纠错功能保证了协议的可靠性,该协议在一定程度上还可得到扩充。最后给出了SRSC协议在一种分布式多数据库系统结构中的应用说明,它以DLL的方式向数据库系统提供服务。     

布雷顿-空气底部复合循环和外涵回热式燃气-空气轮机

介绍了俄罗斯新发展的一种外涵回热式燃机FTY-18ⅡC，这种燃机的外涵增压空气经与内涵燃机的排气换热后驱动热空气涡轮。该涡轮与内涵燃气动力涡轮共轴输出功率18MW，轴端热效率44％。对FTY-18ⅡC的布雷顿-空气底部复合循环方式与常规回热循环及LM2500的布雷顿-空气底部联合循环和WR21的间冷回热循环做了比较。估算了将斯贝MK202涡扇发动机改装成这种外涵回热燃机的最大功率为17．9MW，热效率为39．1％。     

支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅰ)瞬时掺混燃烧流场的数值模拟

针对一种适用于多种工作模态的支板火箭引射冲压组合发动机构型，Mα在0—1来流范围的瞬时掺混(SMC)引射燃烧流场进行了数值模拟。详细分析了低速模态SMC湍流流场的流动结构及特征，并对其Mα0—1范围的性能进行了分析，结果Mα在大于等于0．7范围内获得了推力增强。结论认为该种构型的组合发动机适用于作为机载导弹的动力装置，而更低马赫数范围(包括Mα＝0)内的推力增强取决于多种因素的优化匹配。