施加轴向力的旋转轮盘低循环疲劳试验

为满足配装某型飞机的发动机在外场使用的需要,利用传统安全寿命法对航空发动机轮盘进行了低循环疲劳试验.通过有限元方法计算轮盘在发动机工作条件下的应力状态,结合失效分析,确定了轮盘的关键部位和相应的标准循环.针对该轮盘的应力状态受轴向力影响大的特点,运用类比法确定了试验参数,设计的试验装置实现了在旋转条件下对轮盘施加轴向力.研究表明:轮盘关键部位的确定不仅与应力水平有关,还与结构和失效模式有关.试验设计须考虑轴向力对轮盘应力状态产生的影响.试验装置通过调节油量控制轴向力,可同时满足不同试验参数的新盘和外场使用盘的需要.     

核热火箭发动机系统循环方案分析与设计

核热火箭发动机是未来实现载人火星探测的首选动力方案,其具备高比冲、大推力和长工作寿命等优点。我国在此方面研究较少,亟需开展核热推进技术理论及方法的研究。核热火箭发动机系统循环分析与设计是关键问题之一,对推进系统总体设计有重要意义。分析了3种可用于核热火箭发动机系统循环的方案特点,基于闭式膨胀循环设计了比冲为910 s ...     

220tf补燃循环氢氧发动机研制进展

220 tf补燃循环氢氧发动机设计用于重型运载火箭。通过多方案对比论证,优化确定了发动机采用单富氢预燃室并联驱动氢氧主涡轮泵、推力室与喷管串联冷却的系统方案。梳理了强耦合系统控制、高压大流量燃烧装置、高效大功率涡轮泵等多项核心关键技术。开展了从缩尺到全尺、从组件到分系统的大量攻关试验研究,并最终成功实现了发动机半系统试...     

脉冲热负荷下相变蓄热对蒸发循环制冷性能的影响

针对激光器等短时大功率器件的温度控制问题,提出了基于相变蓄热与蒸发循环制冷的热控制方法.以峰值热流密度为106 W/m2的激光器为控温对象,建立相变蓄热与蒸发循环制冷耦合的仿真模型,通过数值仿真对比研究了有无相变蓄热器及不同相变蓄热器耦合位置、压缩机转速及热负荷占空比情况下热源的温度波动幅度与制冷系统的制冷效率.结果表...     

基于RBCC的天地往返运载器动力方案研究

基于火箭基组合循环发动机(RBCC)的结构组成、工作过程和特点,结合某吸气式重复使用天地往返运载器所提出的动力需求,分析了采用RBCC组合循环发动机作为该运载器动力方案的可行性和动力系统指标,设计并计算了RBCC组合循环发动机在各个工作模态下的性能参数.针对相同的运载器使用要求,采用相同的总体和气动力参数,通过飞行弹道仿真,计算和比较了采用RBCC发动机和纯火箭发动机两种动力方案的天地往返运载器方案.研究结果表明,相对于纯火箭动力,采用RBCC动力能明显减小运载器的燃料消耗,并增大其航程.     

激光分解固体微推力器工作原理初探

简介了固体微推力器的发展现状和激光控制分解式固体微力器的工作原理，给出了初步的原理性研究结果，包括工质选择及其选择原则，以及在激光作用下的脉冲工作曲线，并提出了今后研究方向。     

大推力氢氧发动机的频率特性仿真研究

采用传递矩阵法对某大推力氢氧火箭发动机系统的频率特性进行了仿真分析.首先建立发动机系统管路和部组件的频域线性化数学模型,并根据系统管路和部件的联接关系,简化系统模型,构成了联系扰动量和系统变量的线性方程组,进一步求解得到扰动量作用下系统变量的频率响应特性.通过仿真对比发现燃气发生器循环与分级燃烧循环的氢氧火箭发动机系统频率特性有显著差异.      

空天飞行器及动力技术发展研究

空天飞行器是航空航天领域重要的研究发展方向,主要有飞行器与发动机气动外形一体化设计、气动热防护、推进和制导控制四个系统性关键技术,本文仅对飞发一体化和推进技术进行研究与分析。首先从高超声速的定义入手,分析了空天飞行气动热和气动力的特点;然后比较了四种不同飞行器气动外形在性能、结构、制造、经济性和使用操纵方面的优劣,研究了不同类型空天组合动力技术的特点;最后从步骤、方法与措施等方面给出了空天飞行器及动力的发展建议。     

对凝聚态工质激光推进的思考

液体和固体等凝聚态物质以其自身独有的特性引起了广泛的研究兴趣。目前的研究结果表明,液体工质的冲量耦合系数较高,固体工质的比冲较高,但是能量转化效率都比较低。对照化学火箭发动机的理想热力循环过程,在对激光推进工作过程合理简化假设的基础上,给出了激光推进的理想热力循环过程,对激光推进的能量转化效率和化学火箭发动机的热效率进行了定量对比分析,结果表明,在能量转化效率方面激光推进并没有优势。分析了掺杂材料、含能工质以及液膜对激光推进理想热力循环过程的影响。定量研究结果表明,含能工质对能量转化效率的提高作用最明显,掺杂材料和含能工质对能量转化效率的提高效果比较明显。     

CJ818超临界机翼气动优化设计

CJ818的超临界机翼设计主要分为以下几个步骤:选定机翼的平面形状,主要包括确定机翼面积、翼根弦长、根梢比、1/4弦线后掠角、前缘后掠角等;在诱导阻力最小的原则下,把三维机翼的设计升力系数转化为二维翼型的设计升力系数;根据机翼装载和结构设计的需要,确定配置翼型厚度沿展向的分布,根据飞机的巡航失速特性,初步确定配置翼型沿展向的扭转角分布;确定控制翼型个数,优化选择出满足要求的翼型;最后在CATIA里完成三维机翼的外形设计。对设计完的机翼,利用ICEM对其网格划分,并进行CFD数值计算,分析表面压力分布,对扭角分布和翼型进行优化,最终完成三维机翼的巡航外形设计。