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：借鉴气体减压器动态仿真的有限体积模型发展了一种可仿真气动薄膜调节阀动态流场的有限体积模型，并结合简单的比例-积分-微分（PID）控制算法，发展了一种可仿真气动薄膜调节阀控制系统工作过程的动态仿真模型。采用此模型，运用模块化建模与仿真方法对气动薄膜调节阀控制液体火箭发动机贮箱压强的简化系统进行了动态工作过程仿真，比较了不同PID参数和初始参数设置情况下的控制品质。数学模型和建模方法显示出较好的有效性和通用性。

简介：建立了液体火箭发动机自引射工作过程传热分析模型。分析了圆柱型和二次喉道型引射器在不同冷却水流量下引射器的壁温和热流的变化，得到了引射器可靠工作的冷却水流量范围，引射器冷却水温升测试值和仿真值的一致性较好。

简介：研究了远地点发动机(N2O4/MMH)的推力室工作过程,考虑了自燃推进剂的雾化、蒸发以及化学反应流动过程,采用交错网格系统的SIMPLE算法,得到了不同边区冷却流量对推力室的内流场和燃烧效率的影响结果,数值计算的结果与理论分析相符合,为推力室工作过程的稳定性分析提供了重要参考.

简介：在深化科研体制改革、转换内部运行机制中，强化内部管理和控制制度，对国有资产保值增值，提高经济效益，促进我所改革开放的健康发展等方面起到一定的积极作用。

简介：介绍了中推预研核心机涡轮导向叶片气膜孔的激光加工工艺，主要讨论了叶身的定位与夹紧，激光打孔孔位进给量的计算以及主要激光参数的选择。

简介：在某涡扇发动机结构优化中，为满足总体结构和机械系统的要求，采用了兼具支板功能的紧凑式低压涡轮导向器设计方案。在完成常规涡轮设计的基础上，通过子午流道设计和大叶片设计及数值仿真，对导向器内的流动进行了细致而有效的控制，并对其进行了三轮优化设计和流场分析。结果表明，该优化设计方案在满足结构设计要求的同时保持了良好的气动性能，具有明显的先进性，并在发动机整机试验中取得了良好效果，可推广到其它发动机研制和改型设计中。

简介：掌握涡轮导向器温度场测试方法及准确的温度场分布，对于涡轮导向器的设计、改进具有重要的理论价值和实用价值。利用不可逆示温漆，测量了高压涡轮导向器在最大工况下的表面温度。结果表明：喷涂在高压涡轮导向器表面的不可逆示温漆，在高温、高压下附着牢靠，等温线清晰；成功录取了整个高压涡轮导向器的表面温度及温度场分布，可为该型发动机高压涡轮导向器的热应力与寿命分析提供数据支撑。

简介：利用CFD软件CFX-TASCflow对具有试验数据的跨声速HTA涡轮导向器流场进行了计算,结果表明,计算的叶面等熵马赫数分布和出口气流角与试验值吻合良好;而计算的总压恢复系数与试验数据存在一定的差别.

简介：介绍和分析了某航空发动机涡轮导向器的基本结构形式、主要零（组）件的设计、连接形式、封严和喉道面积的调整方法。

简介：受附面层和二次流的影响,涡轮导向器出口流场呈现三维特性,需使用五孔探针进行测量。本文参考相关资料,发展了一种适用范围较广的五孔探针数据处理方法,并编制了计算程序。经验证,该程序对马赫数计算的不确定度不大于1.5%,气流角计算的不确定度不大于0.5°,精度满足工程需要。将其用于某导向器出口流场测量,取得了较好的效果。

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：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：总结了凝胶发动机不同研制阶段相对应的试验系统以及系统试后处理工艺。包括以下几个方面：25N发动机试验系统的建立；变推力发动机试验系统的建立；双组元发动机试验系统的建立；变推力发动机试验系统的最终建立和凝胶试验系统试后处理工艺。通过对不同试验系统的建立与比较，确立了最终的凝胶试验系统及系统试后处理工艺。

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：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：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。