飞机座舱加温管脱焊原因分析

分析了飞机座舱加温管脱焊的原因 ,提出了确保焊接质量的建议     

航空涡轮发动机射流预冷技术研究

利用雾化蒸发的高效冷却技术,可以将高温进气降低到发动机材料允许的工作温度。针对射流预冷涡轮基冲压组合循环发动机,对比分析了国内外已有射流预冷技术的进展,详细介绍了射流预冷发动机的理论和试验验证情况,总结了射流预冷对航空涡轮发动机性能的影响,针对射流装置和喷水/液氧降温效果进行研究和验证。国内外已有研究表明,依靠射流预冷技术不会对发动机性能产生太大的不利影响,具有技术成型快、成本低,有效地扩展飞行包线,不受飞行高度和马赫数限制等优势。射流预冷技术可以解决涡轮发动机与冲压发动机在模态转换过程的"推力鸿沟"问题,具有潜在的技术优势,值得引起关注并开展进一步的深入研究。     

大涵道比涡扇发动机侧风试验方法研究

侧风条件对大涵道比涡扇发动机性能稳定性有重要影响。为开展大涵道比涡扇发动机侧风试验,分析了侧风试验标准要求及侧风发生装置的工作原理与调试标定方法,进行了大涵道比涡扇发动机侧风试验研究,制定了侧风试验数据分析方法。开发了1种用于模拟侧风环境的试验装置,并提出了1种风速标定方法和开展侧风试验的程序。结果表明:该试验装置可有效实现航空发动机侧风试验环境,该标定方法可得到侧风试验装置工作状态与试验所需风速之间的映射关系,具有重要的工程指导意义。     

双股同轴中心旋流-突扩燃烧室试验研究

本文对双股同轴中心旋流-突扩燃烧室模型进行了冷态气模试验.发现有收扩挡块的旋流室出口扩张角大于8°时,在突扩燃烧室内可形成中心回流区;当旋流室长径比L_i/D_i为1.3时,除了出现中心旋流回流区外,同时,紧接在该回流区后形成另一个较大的无切向速度分量的回流区.在无旋流室收扩挡块的情况下,只能形成一个中心旋流回流区,不可能在该回流区后再产生无切向速度分量的中心回流区.     

固体燃料冲压火箭中硼燃烧的改善

由于硼具有很高的质量燃烧热和容积燃烧热,所以硼是冲压火箭燃气发生器的非常有潜力的固体燃料成分.但是,长期以来,由于硼及其氧化物有高的蒸发温度,使其在低压中的燃烧效率不高,从而限制了硼的实际应用.为解决硼粒子在冲压火箭燃烧室中的燃烧问题,已经提出过两种方法,一种是“化学”方法,即在燃料中加入添加剂(氟、氯,…)或金属(铝、镁、鋯,…);另一种是物理方法,即设计合理的喷射装置和燃烧室.本文便是采用后者来提高硼粒子的燃烧效率.     

固体燃料冲压发动机中的温度和浓度测量

在采用直接加热器预热来流空气的固体燃料冲压发动机燃料室中进行了固体燃料燃烧的研究.燃料是聚丁烯(PE)和HTPB(以PE为主).利用H_2和O_2的燃烧预热空气.为较好地弄清燃烧过程,采用热电偶和燃气色谱技术,测出整个燃烧室的温度和浓度分布.在燃烧室的轴向和径向位置上进行测量,其中包括火焰稳定器的回流区和补燃室中的测量.研究了不同混合比、进气温度和流量的影响,讨论了火焰位置、湍流混合和燃烧效率等问题.     

空气进气畸变指数对固冲补燃室燃烧性能的影响

本文探讨了空气进气畸变指数对双水平进气布局固体火箭冲压发动机补燃室的性能影响.由于在不同工作姿态下,固体火箭冲压发动机进气道出口截面的流场结构不同,设计对应不同进气道流场结构的空气进气畸变模拟装置.根据进气畸变图谱形状和畸变指数两个重要因素进行方案设计,并采用数值计算的方法,对不同空气畸变图谱、进气堵塞比的补燃室掺混燃...     

喷口数与进气道角对固冲发动机补燃室气流掺混的影响

采用N S方程和k ε双方程湍流模型,离散后采用迎风格式进行数值求解,对管道式固体火箭冲压发动机补燃室内燃气与空气的掺混过程进行了数值研究。分析了多孔喷管结构以及进气道角度对补燃室内气流掺混的影响。计算结果表明:具有4喷口的喷管掺混效果优于单喷口的喷管;与30°进气道相比,沿轴向横截面上45°进气道所形成的回流区向进气道一侧偏移,回流区区域减少,强度减弱。