方舱受热鼓包分析

分析论述了引起方舱受热鼓包（也叫热失稳）的几种可能的原因；并对每种可能的原因进行了简要的计算和评估；提出了防止方舱受热鼓包的途径及措施。     

底排风洞实验中的流量测量

在底排风洞实验中,底排流量的测量受流量计下游压强变化的影响。采用临界流量计后,流量计下游压强的变化不会影响流量的测量。文章介绍了临界流量计的设计、流量的测量控制、误差分析和在底排风洞实验中的应用情况。     

流量测量所需管流条件的试验研究

速度法测量气体流量,其前提条件是被测面的管流为充分发展、对称分布的典型管流。通过90°弯头管流试验研究分析,得出弯头下游不同距离截面上的管流分布情况,为90°弯头下游选择典型管流的测量位置提供了可靠的依据。     

不同迎角下翼型非线性颤振实验研究

设计并加工了NACA0012翼型能在不同迎角下作沉浮、俯仰两自由度的振动装置，在低速风洞中对其进行气动弹性测试，得到不同速度、不同迎角下的气动弹性响应。通过对不同速度下、不同迎角下的气动弹性响应进行分析，呈现出明显的非线性特征，得到了迎角对翼型颤振临界速度的影响。     

一维摩擦喷管流动

本文阐述了一维摩擦喷管流动控制方程的数值求解方法,分析研究了摩擦对喷管流场及发动机性能的影响。确定边界条件时考虑了燃烧室工作过程,并给出了计算例题。     

涡轮泵准刚性转子的临界转速识别

以Jeffcott转子为对象,从理论上介绍了重力副临界现象。在转轴有限元模型及轴承支承刚度修正的基础上,对某大推力补燃循环液体火箭发动机涡轮泵转子的前两阶临界转速和振型进行了仿真分析。通过高速运行试验,借助重力副临界识别出了转子的前两阶临界转速,并与全转速运行的识别结果及仿真结果进行了对比,1、2阶临界转速识别结果误差...     

NEPE推进剂破片冲击数值模拟研究

为研究NEPE推进剂破片冲击响应特性,利用有限元动力学软件对NEPE推进剂受破片冲击的动力过程进行数值模拟,并进行试验验证。分析不同规格破片冲击起爆NEPE推进剂的情况,计算其临界起爆速度。结果表明,随着破片速度增加,NEPE推进剂受冲击响应情况有所不同,即破片速度在0～1121 m/s时,推进剂不发生反应; 1121～1247 m/s推进剂开始发生反应; 1247～2508 m/s推进剂响应情况由快速反应转为爆轰;破片速度大于2508 m/s时,破片直接引爆推进剂;破片质量和体积的增加都会使推进剂临界起爆速度减小,但影响程度递减;圆柱形和立方体破片冲击推进剂的临界起爆速度相近,都小于球形破片;钨合金破片和钢破片的临界起爆速度与破片质量和体积有关,但都小于铝合金破片。文中采用的破片冲击数值模拟研究方法可有效解决NEPE推进剂破片冲击特性研究的难题。     

贴地飞行时旋翼空气动力学实验研究

 本文对贴地飞行时的旋翼进行了流场显示和桨盘处下洗速度测量的实验研究。揭示并研究了环流和地面涡现象及其对旋翼平面下洗速度分布的影响,指出了旋翼贴地飞行时拉力、力矩等剧烈变化的原因。     

二元超声速进气道流管压缩量特性与应用初步研究

为研究流管压缩程度与超声速进气道临界总压恢复系数的规律,以双楔外压式进气道为例,对不同来流马赫数、多种方案进行实例研究。研究马赫数范围为2.0至4.0,各种压缩方案涉及宽泛的总转折角范围和多种楔角组合方式。研究结果表明,就通常设计中常用的压缩方案范围而言,临界总压恢复系数与流管收缩比呈明显的正相关变化规律,并在一定的范围内两者呈近似线性关系,基于流管收缩比可实现对临界总压恢复系数大小的近似判断。      

双模态超燃冲压发动机对隔离段性能的需求分析

为研究双模态超燃冲压发动机的燃烧室一隔离段共同工作过程,分析不同模态下燃烧室对隔离段的性能需求,在基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型的基础上,提出计算燃烧室一隔离段流量平衡的临界能量法,并编制相应的计算程序,实现双模态超燃冲压发动机各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,计算在不同的模态下隔离段和燃烧室的一维流动参数,进而获得隔离段的性能需求,计算飞行马赫数4．0到7．0时的临近堵塞边界的最大供油量与隔离段最大激波链长度。结果表明：临界能量法正确有效,能完成燃烧室一隔离段流量匹配计算;高飞行马赫数下的堵塞模态的隔离段激波链长度较长,应作为隔离段的工程设计中所参考的重要因素。