简介：本文对卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压特性和水击特性进行了试验研究,并用理论模型模拟了落压过程,计算结果与试验数据非常吻合。试验测得的过滤器和隔离阀的摩擦系数是与压力有关的,这些组件的压降与其入口压力的相关关系必须予以考虑,以便获得准确的模拟解。在推进剂供应系统落压式工作的初始阶段,系统中压力下降的速度很快。隔离阀对水击压力波有显著影响,它提高了水击压力波的峰值和频率。

简介：推力室收扩段无焊缝成型是某型号发动机研制的关键技术之一,由于收扩段结构复杂且加工变形量大,所以工艺设计难度很大,为制定合理的工艺方案,本文采用有限元方法对成型过程进行了仿真计算,设计了整体冲压和分瓣胀型所需的模具尺寸,并给出采取热处理的合理次序。

简介：为满足某型号运载火箭动力系统试验液氧加注温度要求，需对加注过程进行热力性能分析。通过对常规氧加注过程因漏热和流阻损失引起的温升、液氧泵效率损失引起的温升进行理论计算，得出常规氧加注过程液氧温度变化规律。此外，通过对过冷氧温度掺混特性进行理论计算和数值仿真，得出过冷氧加注的热力性能。上述分析结果与实测数据进行了比对，结果表明，理论分析结果与实测结果吻合性好，液氧加注过程热力特性分析方法正确可行．

简介：采用数值模拟方法对液氧贮箱增压过程进行研究.贮箱内流场采用流体体积函数（VOF）多相流模型考虑,选择标准双方程k-ε湍流模型分析湍流效应,气液两项之间的热量、质量转移通过自定义程序（UDF）求解.获得了贮箱压力、排液流量、气垫温度、液氧温度对贮箱内流场温度分布的影响.计算结果表明,在稳定增压过程中,贮箱液面无扰动,贮箱内温度分层分布；各参数变化时,对贮箱内温度分布的影响主要是温度梯度的变化,并且各工况下液面附近和扩散器附近温度梯度基本相同.

简介：以低温氢气安全排放为目的,采用数值模拟方法对低温氢气直接排放和燃烧排放的流场进行分析.流场仿真计算采用了标准双方程k-ε湍流模型和氢氧单步燃烧模型.研究参数包括氢排放压力、流量、温度和环境风速,评价指标为氢扩散范围和燃烧范围.计算结果表明：燃烧排放燃烧范围小于直接排放氢扩散范围；排放压力增加、流量增大和温度降低均会使氢扩散范围和燃烧范围变大.

简介：自从美国在2001年宣布将对台军售8艘柴电动力潜艇后，台湾当局如同捞到救命稻草一般，以为一旦获得潜艇后能实现其“以武拒统”的妄想，但以目前情况看，世界上有能力建造柴电动力军用潜艇的国家（例如：德国，荷兰，澳大利亚，瑞典等国家）纷纷表示将不会对台出售潜艇，因此台湾“中国造船公司”试图在建造成功“锦江”级快速舰以及8艘“成功”级护卫舰后，尝试建造潜艇。想必读者一定希望知道军用潜艇的建造过程，笔者将手中世界上已公开的资料加以整理并说明，希望能一飨读者。

简介：以某支柱式起落架飞机为原型，在MSC．ADAMS／Aircraft平台上，建立了起落架及全机的虚拟样机模型，并对模型进行了落震仿真分析、全机着陆仿真分析，全机着陆仿真分析结果与落震仿真分析结果有着较好的一致性，为在ADAMS软件基础上更深入的进行飞机着陆过程虚拟技术研究奠定了基础。

简介：承受高温、高压静热联合载荷作用的TPS在服役过程中受到高速飞行的微小粒子的冲击作用，会使TPS损伤，如果撞击严重会导致TPS失去热防护能力，最终导致飞行器无法正常工作。为了考虑损伤对TPS热防护的影响，将损伤的TPS与无损伤的TPS温度分布情况进行比较，发现文章给出的TPS的损伤尺寸不会引起TPS的热防护功能失效。静热联合载荷作用下对TPS进行应力分析，发现当TPS出现损伤后在损伤部位Mises应力增大。增大的应力会导致TPS失效加速。

简介：

简介：基于CoupledLevelSet＋VOF两相流计算方法，分别模拟了敞口型与收口型离心武喷嘴内部流动过程，可视化展示了喷嘴内部填充过程，分析了喷嘴内部的流动特性及其详细流场结构。捕捉到液膜表面波动和液膜表面内侧空气中的涡。结果表明：液膜表面波波谷内侧的空气中有涡存在，涡心连线处在轴向速度零速线上；喷嘴出口截面的轴向速度和切向速度具有明显的分区流动特征。液膜表面波的波谷一波峰和气体中的涡存在挤压与被挤压的相互作用，它们之间通过相界面变形传递这种气液间相互作用。另外，将外喷雾场的计算结果与实验结果对比，两者吻合较好，间接验证了内流场计算结果的准确性。

简介：为解决在易燃易爆介质中柱塞结构的常开电爆阀工作时易出现安全故障的问题，对常开电爆阀的各种结构形式进行了分析，并设计出新结构方案，避免了现有柱塞结构产品的隐患，通过理论和仿真计算得到设计尺寸，并最终通过试验验证。

简介：采用PREMIX模块模拟乙烯-氧化亚氮（C2H4-N2O）预混体系在0.1-1.5MPa下层流火焰传播速度,得到不同压力和氧/燃比下乙烯-氧化亚氮体系的火焰传播速度、火焰温度和燃烧质量流率变化。同时,采用层流火焰传播测试仪器对乙烯-氧化亚氮预混体系的层流火焰传播速度进行实际测定,通过对比火焰传播速度的测量值与计算值,验证选用模型的准确性和计算方法的可靠性。试验结果表明：所选用的USC机理模型可适应于研究预混气体层流火焰燃烧计算,当量比等于1.18,压力0.1MPa时层流火焰传播速度达到最大值;当量比等于1.18,压力1.5MPa时层流质量燃烧流量达到最大值;当量比为1.35,压力1.5MPa时层流火焰达温度到最大值。

简介：针对我国涡扇发动机存在的起动不可靠和起动困难的问题，提出了一种发动机理想起动过程的思想。结合地面起动的不同阶段，利用流动相似理论对涡扇发动机的理想起动过程进行了深入分析，得出了理想起动过程应满足的条件。所给出的分析结果对于指导起动系统的设计、开展各种大气条件下的起动性能优化研究具有一定的参考价值。

简介：以四氧化二氮/偏二甲肼（N2O4/UDMH）双组元挤压式推进系统为研究对象,对该系统的启动过程动态特性进行了分析和研究,运用单元法建立了整个推进系统启动过程动态数学模型,采用MATLAB软件中的SIMULINK工具仿真了推进系统启动过程,并得到发动机各阀门打开时序变化对系统启动特性影响的规律.

简介：建立了液体火箭发动机工作过程数学模型并进行了数值仿真计算.以开式循环发动机为原型样机,建立了工作过程数学模型,开发了数值仿真软件.通过与试车实际数据对比分析,仿真结果与实际试车数据基本吻合.还仿真了发动机起动过程中可能出现的故障模式,给出了明确结论.

简介：本文着重描述了第一种亦即最成功的一种液氧/液氢发动机—RL10发动机的研制及发展过程,以庆祝该发动机研制四十周年的来临。文中描述了RLlO发动机为大量适应各种运载器的发射需求而不断改进、发动机推力伴随每一次改进逐渐增大的过程;描述了这种发动机是如何从一种一次性使用的上面级发动机转化为可重复使用的助推发动机的;文章着重描写了该发动机100%的完成飞行任务,并通过近40年完美的飞行特性证明了发动机的可靠性。

简介：简要介绍了国外航空发动机研制的技术验证情况,分析了技术验证的目的、作用和技术特点,提出了实施技术验证计划中应注意的问题,并对验证计划的整体规划、关键技术分解、设计体系的继承和发展、部件和发动机不同验证阶段的侧重点等提出了建议.

简介：提出了可有效模拟轴向载荷的航空发动机轮盘低循环疲劳寿命试验方法。在综合考虑轮盘装配及工作温度场、转速等工作状态边界条件和载荷的基础上,对轮盘进行线弹性有限元应力分析,了解轮盘应力水平及寿命关键考核部位。在充分考虑试验器能力及试验过程的可监控性等因素下,设计了能有效模拟承受轴向载荷的轮盘低循环疲劳寿命试验装置、试验方法,并进行试验。最后,对试验结果进行分析,确定出轮盘预定安全循环寿命。

简介：分别从试验的总体思路、试验系统的设计技术、以及均布静压载荷的施加、静力及力矩平衡的形式、静压载荷的控制等方面探讨了振动环境与均布静载的联合加载试验技术，并应用虚拟测试技术完成某型号结构件的均布静压和振动环境联合作用下的结构动响应测试试验，试验表明：气囊模拟气动静压载荷作用下的飞机结构振动环境试验技术是能够应用于实践。

简介：介绍了确定液体火箭发动机制造工艺和过程关键特性的方法。运用FMECA法分析和研究了液体火箭二级发动机设计关键特性、工艺关键特性和过程关键特性,识别出三类关键特性242项,在此基础上总结出了液体火箭发动机工艺关键特性与过程关键特性判别准则,即策划与甄别准则。该准则可有效推进液体火箭发动机的精细化管理,为发动机成熟度进一步提升打下了基础。