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翼柱形固体火箭发动机的优化设计

航空学报 1992年第4期13卷 B137-B143页

作者：王松柏哈尔滨船舶工程学院202教研室哈尔滨150001

优化设计是固体火箭发动机CAD的重要环节,其优化设计是按照导弹的总体提出的战术和技术要求,朝着一定的设计目标经过多次的方案计算而选出的最佳参数。在已有的优化设计中常避开燃面计算,而计算一些简单形状的药柱(一维或二维)进行优化... 详细信息

优化设计是固体火箭发动机CAD的重要环节,其优化设计是按照导弹的总体提出的战术和技术要求,朝着一定的设计目标经过多次的方案计算而选出的最佳参数。在已有的优化设计中常避开燃面计算,而计算一些简单形状的药柱(一维或二维)进行优化,因而不能适应目前广泛使用的三维空间。本文对翼柱形固体火箭发动机优化设计进行研究,以发动机的质量比冲为衡量标准,并进行了实例计算,结果令人满意。

关键词：翼柱装药火箭发动机 CAD

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电传控制系统电磁兼容设计初步

飞机设计 1993年第4期13卷 38-42页

作者：范彦铭

Ba_(0.75)Sr_(0.25)Al_2Si_2O_8粉体的制备及其抗氧化性能初步评价

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航空制造技术 2014年第6期57卷 119-121,128页

作者：焦春荣王岭陈大明焦健中航工业复合材料技术中心先进复合材料国防科技重点实验室

采用凝胶固相反应法制备SiC陶瓷基复合材料EBC涂层用Ba0.75Sr0.25Al2Si2O8粉体,并以SiC陶瓷片为基体材料初步评价了BSAS涂层的抗氧化能力。通过DSC/TG确定了凝胶前驱体的热分解情况;利用XRD、SEM、粒度和热膨胀系数的测定对合成粉体进... 详细信息

采用凝胶固相反应法制备SiC陶瓷基复合材料EBC涂层用Ba0.75Sr0.25Al2Si2O8粉体,并以SiC陶瓷片为基体材料初步评价了BSAS涂层的抗氧化能力。通过DSC/TG确定了凝胶前驱体的热分解情况;利用XRD、SEM、粒度和热膨胀系数的测定对合成粉体进行了表征;对该粉体的抗氧化性能进行了初步评价。结果表明,1200℃下成功制备颗粒中位径3.9μm、分散均匀的BSAS粉体;粉体室温至1200℃的热膨胀系数为5.02×10-6 K-1,与SiC陶瓷有很好的热胀匹配;该涂层可在1300℃、大气环境下保持均匀无开裂,与基体结合紧密,可以基本满足现阶段国内航空用SiC陶瓷基复合材料抗氧化的要求。

关键词：凝胶固相反应法 BSAS 环境障涂层抗氧化性能

基于支持向量机和粒子群算法的压气机特性计算

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航空动力学报 2010年第11期25卷 2571-2577页

作者：蒋爱武谢寿生空军工程大学工程学院西安710038

改进和实现了支持向量机用于函数回归估计的算法,并将支持向量机和粒子群优化算法运用于压气机特性计算,以寻找压气机进口换算空气流量和效率随增压比、转子转速、压气机进气角度变化的非线性函数关系,将进气角度作为一个影响因子列入... 详细信息

改进和实现了支持向量机用于函数回归估计的算法,并将支持向量机和粒子群优化算法运用于压气机特性计算,以寻找压气机进口换算空气流量和效率随增压比、转子转速、压气机进气角度变化的非线性函数关系,将进气角度作为一个影响因子列入考虑范围,改进了以往只考虑压气机特性随转子转速和增压比变化的计算方法.用支持向量机回归估计压气机特性随各因子变化的非线性函数,用粒子群优化算法对非线性函数逼近度进行全局优化,计算结果表明,设计的算法能准确地回归估计出描述压气机特性的非线性函数,算法是有效的.

关键词：航空发动机数值仿真压气机特性支持向量机支持向量回归粒子群优化

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涡轮增压器转子动力分析

航空制造技术 2004年第4期47卷 92-94,105页

作者：岳玉梅张洪亭沈阳航空工业学院东北大学

H1C型涡轮增压器存在着严重的转子碰磨故障。本课题对该增压器转子结构进行了强度动力分析,找出了产生故障的主要原因,为产品的排故、结构改进提供了理论依据。

关键词：涡轮增压器转子碰磨故障故障原因动力分析航空发动机

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航空发动机涡轮叶片断裂原因分析

山东工业技术 2013年第11期 161-161,224页

作者：郑丽罗泽明中国人民解放军海军航空兵学院飞行理论系辽宁葫芦岛125001

本文针对实际使用中航空发动机涡轮叶片断裂的故障,从理论上分析造成断裂的机理,分析实际中引起涡轮叶片断裂的原因,并提出预防措施,对飞行安全起到一定的参考价值。

关键词：航空发动机涡轮叶片断裂分析

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跨音压气机叶栅的激波结构模型及损失

航空动力学报 1995年第1期10卷 33-36页

作者：张扬军陶德平周盛北京航空航天大学

在分析讨论激波与附面层相互作用和栅后背压引起激波形状及强度变化的基础上，给出了考虑激波／附面层相互作用及栅后背压的跨音叶栅激波结构的物理数学模型。应用本文所提出的模型分析了跨音叶栅的激波损失，其结果和实验结果一致。激... 详细信息

在分析讨论激波与附面层相互作用和栅后背压引起激波形状及强度变化的基础上，给出了考虑激波／附面层相互作用及栅后背压的跨音叶栅激波结构的物理数学模型。应用本文所提出的模型分析了跨音叶栅的激波损失，其结果和实验结果一致。激波损失的精确得出，使得将激波与附面层相互作用所引起的流动分离损失从流动总损失中分离出来成为可能，有助于了解激波与附面层相互作用引起流动分离的机理。

关键词：跨音速叶栅激波附面层分离航空发动机

Numerical Investigation of Flow and Heat Transfer in Vane Impingement/Effusion Cooling with Various Rib/Dimple Structure

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Journal of Thermal Science 2023年第4期32卷 1357-1377页

作者： WANG Mingrui ZHU Huiren LIU Cunliang WANG Rui WU Zhuang YAO Chunyi School of Power and Energy Northwestern Polytechnical UniversityXi’an710129China

By investigating heat transfer and flow structures of dimples,orthogonal ribs,and V-shaped ribs in the impingement/effusion cooling,the article is dedicated to selecting a best-performing internal cooling structure for a turbine *** overall cooling effectiveness and coolant consumption are adopted to evaluate the cooling *** analyze the influence of structural modification,the flow field is investigated on chordwise/spanwise sections and the target *** blockage effect on crossflow can protect jet flow,resulting in higher heat transfer performance of the target *** own a stronger blockage effect than *** with the blockage effect,the influence of the rib shape is *** installing dimples between ribs,heat transfer is augmented *** introduction of ribs/dimples leads to higher discharge coefficients of jet nozzles but lower discharge coefficients of film ***,the film cooling ***,the installation of the ribs and dimples decreases total coolant *** effect of ribs/dimples on heat transfer and effusion condition of internal and external cooling is *** best-performing cooling structure is the target surface with dimples and orthogonal ribs,which decreases the wall temperature and coolant consumption by 14.57-28.03 K and 1.19%-1.81%*** article concludes the flow mechanism for dimples and influence factors on the cooling performance,which may serve as guidance for the turbine vane design.

关键词： conjugate heat transfer impingement cooling dimple V-shape rib discharge coefficient

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罗罗参与美国下一代军用发动机研制

国际航空 2008年第9期 66-67页

作者：格拉汉姆.沃尔维克

罗罗公司凭借其独特的技术能力进入了美国军用航空发动机领域,不仅在 F136上与 GE 公司展开合作,甚至在美国下一代军用发动机研制上与 GE 站在了同一条起跑线上,而另一家美国军用发动机巨头普惠则尚未出发。

关键词：军用发动机美国军用航空发动机 GE公司技术能力罗罗公司