简介：应用遗传算法解决液体火箭发动机减损控制律综合分析这个典型的多目标优化问题,可以解决传统优化方法在该问题中的局限性。分析了遗传算法在解决液体火箭发动机减损控制律综合分析中的具体应用问题,如编码方案、种群设定、适应度函数设计、约束条件处理、选择机制、交叉与变异操作以及遗传算法有关参数的确定等,分别给出了可行的取值参考范围。应用SPEA进行了仿真计算,结果表明遗传算法在综合分析减损控制律时是有效的,为智能技术在液体火箭发动机减损控制中的应用提供了方法探索。

简介：采用有限元分析方法，建立三维循环对称模型，对连续SiC纤维增强钛基复合材料压气机叶环的应力进行了研究。考虑周围基体包套和中心复合材料的热残余应力，重点分析了叶环尺寸、温度及基体材料性能对叶环应力分布的影响。结果表明，当叶环直径较小、工作温度较低时，叶环的最大环向应力点在内径；随着直径增大、工作温度升高，最大环向应力点出现在中心复合材料靠近内径一侧。基体材料的弹性模量、热膨胀系数和密度，对叶环的应力分布有重要影响，应尽量选择密度低、弹性模量和热膨胀系数较大的钛合金作为基体材料。

简介：在对发动机防冰支板附近的流场进行计算的基础上，使用离散相模型在拉氏坐标下模拟了该流场中过冷水滴的运动轨迹，对发动机防冰支板的水滴撞击特性进行了研究。研究表明，水滴撞击极限、总收集系数和局部收集系数随飞行高度、来流速度及水滴直径的增加而增大。

简介：分析了温度畸变和温度、压力组合畸变对发动机和压气机工作的影响，介绍了与空间温度畸变有关的因素，给出典型的试验曲线，提供了评估进口温度畸变对发动机性能和稳定性影响的分析方法。

简介：以端部受集中载荷的悬臂梁为对象，分析了“大变形”导致的作动筒载荷误差及其引起的静力试验结果（截面应力）的误差大小；提出了修正“大变形影响”的两类修正方法。针对典型的悬臂盒段梁进行了试验验证。

简介：5.12汶川大地震，一场突如其来的灾难，山崩地裂，房屋、设备损毁，人员伤亡。中国燃气涡轮研究院遭受了历史上最大的创作。看到如此巨大的灾情，年轻的职工无不惊愕，年长的职工痛心疾首，是这一代人，用他们的双手在那个困难的年代建立起来的基地！

简介：试验研究了国产复合材料缝合结构的吸湿特性、基本力学性能及湿热效应，层板缝合后的吸湿量大约提高30％左右，弯曲强度下降20％左右，层间剪切强度提高大约20％；吸湿对缝合结构的性能影响不大，仅对压缩强度有15％左右的影响；高温严重影响缝合及未缝合结构的性能，特别是压缩性能，对缝合层板的影响大于未缝合层板，在170℃高温下，未缝合层板压缩强度保持率为17．8％，而缝合层板仅为14．6％，设计高温环境使用的缝合结构应特别注意。研究结果可供结构设计参考。

简介：把实验室环境下开孔试件的S-N曲线同3．5％NaCl水溶液预腐蚀后开孔试件的S-N曲线以及间接地同大气环境下放置25年的开孔试件的S-N曲线进行了比较，说明了这些S-N曲线在双对数坐标纸上是平行的。其斜率可以通用，还分析了斜率变化对寿命(损伤)的影响，初步证明了DFR法可以适用于腐蚀疲劳寿命预估。

简介：数值研究了四种亚声叶型前缘(平钝前缘,尖锐前缘,偏压力面前缘和偏吸力面前缘)形状偏差对压气机气动性能的影响。结果表明:四种偏差叶型的最小损失系数与原型相近,平钝前缘在叶根处的低损失攻角范围最小(降低了21.02%);偏压力面和偏吸力面前缘的角度范围与原型接近,但偏压力面前缘的负攻角范围减小,偏吸力面前缘的正攻角范围减小;尖锐前缘低损失攻角范围与原型相近。前缘形状偏差影响堵塞流量,偏压力面前缘堵塞流量降低最多(降低了0.80%);尖锐前缘和偏压力面前缘喘点压比与原型相近,平钝前缘和偏吸力面前缘喘点压比略低,各方案最高效率值相近;平钝前缘偏差对前缘马赫数分布影响最大,前缘形状偏差对进、出口相对气流角和叶片D因子影响不大。试验中应避免使用平钝前缘偏差叶型,或同一排叶片安装偏压力面与偏吸力面前缘偏差叶片。

简介：为了研究气氢/液氧同轴直流式喷嘴的结构参数细节对燃烧特性的影响,对单喷嘴燃烧室的燃烧流场进行了数值模拟.重点研究了氧喷嘴缩进深度、氧喷嘴出口壁厚和氢氧喷注速度比3个参数对燃烧效率和稳定性的影响规律.研究表明：上述喷嘴结构参数细节是影响气氢/液氧同轴直流式喷嘴燃烧特性的重要因素,其中适当提高氧喷嘴缩进深度或氢氧喷注速度比对燃烧效率有显著改善,而适当提高氧喷嘴出口壁厚对燃烧稳定性有显著改善.

简介：为实现水击压力传感器现场动态校准,模拟液体水击压力产生的状态,研制了一套用于水击压力传感器现场校准的快关阀,并对阀关键部件脆性片材料进行重点选择和验证试验。测试结果证明：快关阀关闭时间满足设计要求,实用效果良好,可用于瞬态水击压力现场动态校准。

简介：为了摸索TA10钛合金的焊接工艺技术，通过大量的焊接工艺试验及分析，拟定合理的焊接工艺参数，同时根据TA10钛合金的焊接特点，设计了大量的气体保护装置，将焊缝与热影响区在焊接及焊后冷却过程中温度高于300℃的区域置于氩气的良好保护之下，经过焊接工艺评定试验验证，最终确定了钛合金TA10焊接最佳的焊接工艺规范参数，焊缝表面的保护效果、氧化程度、焊缝X射线检测结果、熔敷金属化学成分及焊缝力学性能等各项技术指标均达到了设计要求，保证了产品的焊接质量。

简介：声强技术具有能够快速准确地测量结构隔声性能、识别结构透声路径等优点。应用声强技术及混响室、半消声室等实验设施。开展了飞机壁板结构的隔声测量。一方面通过对平板结构的隔声测量提出了混响室一半消声室隔声测量的声强法。并利用这种方法进行了飞机壁板的隔声测量：另一方面在隔声试验窗上及机身声学试验平台上，针对飞机壁板结构利用声强技术开展了识别透声路径的研究。结果表明。利用混响室一半消声室隔声测量的声强法能够方便快捷地进行飞机壁板结构的隔声测量。评价结构的隔声性能：利用声强技术还可以进行壁板结构的透声路径识别。为进一步进行壁板声学处理及舱内降噪技术的研究奠定某础。

简介：进行了飞机结构复合材料T型单元拉脱试验研究。用声发射技术研究了复合材料T型单元拉伸载荷下的损伤演化过程。对复合材料T型单元拉伸载荷下损伤演化的机理进行了初步探讨。用参数分析方法对采集的撞击数、持续时间、事件以及幅值等声发射信号进行了分析，预报了复合材料T型单元拉伸载荷下基体开裂、分层、纤维断裂至完全丧失承载能力的损伤演化过程及对应的载荷。结果表明，声发射技术能够准确预报复合材料拉伸载荷下损伤演化的过程，从而为复合材料飞机结构的设计提供参考。

简介：在多级轴流高压压气机上，开展从气动失稳到喘振及退出喘振时对气体压力的动态测量。试验是在多级轴流高压压气机静叶设计角度及中间级引气的情况下进行的，采用高精度，高频响的动态压力传感器，高速同步采集板，快速A／D采集板和高速处理机相结合，借助频谱分析的方法来找出失速／喘振频率，并且找出对应着该频率的各通道之间的相位差，分析出失速／喘振首发级。在试验中运用信号分析方法对叶片排中失速及喘振信号进行数学处理。测量得出的结论是：在多级轴流高压压气机中，失速／喘振均属于突变型；在n^-=0.8时压气机工作于多值区，中间级引气将影响失速／喘振。

简介：提出了一种缝合复合材料接头的二维有限元模型的建立方法。该方法包括表现层压板截面内弹性模量的表观工程常数的推导，缝线模型的建立，以及分层破坏的模拟。该方法建模简捷，计算时间短，可以用来快速估算接头的连接强度。

简介：以甲烷(CH4)为碳源先驱体,以三维针刺碳纤维预制体为沉积基体,研究了化学气相沉积(chemicalvapordeposition,CVD)工艺过程中沉积时间、沉积压力以及预制体厚度对热解碳界面层沉积厚度的影响,并在此基础上优化了在碳纤维表面制备合适厚度的热解碳界面层所需的CVD工艺参数。结果表明,针对现有反应腔体,5mm厚碳纤维预制体试样,采用1000℃的沉积温度,CH4流速500ml/min,沉积时间10h,沉积压力5kPa,可在预制体内外碳纤维表面沉积得到厚度合适的热解碳界面层;当碳纤维预制体厚度增至10mm,则沉积时间应延长至15h,压力维持不变,可沉积得到合适厚度的界面层。

简介：采用高能液体盐基先进单组元推进剂,如硝酸羟铵(HAN),同传统的肼类推进剂相比,可以带来许多好处,其中包括低毒、良好的化学稳定性和较高的性能。所有这些好处将显著降低总的使用费用。但是,高能盐基燃料点火困难,这对安全性来说是优点,但对设计来说却是一种困难。而且,这类高性能盐基推进剂的燃烧温度超过2200℃,比肼高得多。像这样的非常高的温度不仅对催化剂,而且对催化剂载体和燃烧室都提出了更苛刻的要求。在BMDO/NASA和空军SBIR基金的支持下,Ultramet研制了耐温近1300℃、没有明显表面积损失的催化剂载体.对高温、抗烧结催化剂也进行了研制和试验。ultramet以前为硝酸羟铵、肼、氧/氢、氧/甲烷火箭发动机研制了先进的单块式催化剂床(AMCAT),目前采用的新型单块式催化剂点火系统就是建立在这些工作基础上的。

简介：利用结构声强技术，分析了声激励下无限大薄板结构中弯曲波的结构声强与辐射声强，并将利用声辐射法得到的平板结构传声损失与传统方法的计算结果进行了比较，讨论了输入功率与结构声功率、辐射声功率三者之间的关系。

简介：介绍了俄罗斯温贝尔设计局在地空和空空导弹火箭冲压发动机方面所做的研究,并对相关技术方案做了比较.