简介：本文在回顾层板发汗冷却应用的同时,展望了层板发汗冷却的应用前景。针对层板发汗冷却的特点,推导了其数学模型,并编程上机计算。用国外试验数据验证了模型和程序具有一定的精度,计算结果可信。对液氧作发汗液的情况进行了计算,较详细地分析了层板材料、层板厚度及发汗流量对冷却特性的影响。本文所提模型,所编程序和结论可用于层板发汗冷却结构的设计。

简介：本文简要介绍了液体火箭发动机扩压器冷却的几种方案,详细论述了内部水冷却系统的特点及其优缺点.

简介：给出了对流冷却缝槽的流量系数的实验结果及符合实验结果的经验关系式。分析了对流缝槽流量系数的影响因素和压力损失情况。对流气膜冷却是一种比传统的气膜冷却先进的室壁冷却技术，它在气膜前扩充和强化了冷却流的对流冷却作用。用于高温升燃烧室的冷却中，可解决燃烧室空气流量分析的尖锐矛盾，又便于实现双层浮动室壁结构设计，以减小和释放室壁的热应力，增长燃烧室的寿命。

简介：本文介绍了一种复合倾斜导叶的冷却结构形式:叶背区采用冲击冷却形式,前缘和叶盆区采用气膜覆盖冷却技术,尾缘区采用带冲击的扰流柱强化冷却技术;利用热分析软件包对复合倾斜导叶进行了设计计算,并利用冷效试验对复合倾斜导叶的冷却效果进行了验证.结果表明,本文介绍的复合倾斜导叶的冷却结构设计是合理的.

简介：利用热力学第二定律分析了布雷顿、逆布雷顿循环组成的联合循环,得出了联合循环各部分的(火用)损失及系统的(火用)效率表达式,确定了循环中(火用)损失最大的位置,并由数值计算分析了各种参数对联合循环(火用)效率和其他特性的影响.

简介：在纯气膜面冷却设计的单层壁短环形燃烧室试验件基础上，设计了局部双层壁结构，构成冲击＋逆向对流＋气膜复合冷却，并进行了单层壁火焰筒与双层壁火焰筒壁面冷却效果的对比试验。结果表明：相对单层壁的纯气膜冷却，由双层壁形成的冲击＋逆向对流＋气膜复合冷却方式使气膜段最高壁温下降，沿气膜流动方向壁面温度梯度减小。

简介：在液氢冷却的火箭燃烧室里,对高深宽比(槽高比槽宽)冷却通道的冷却效果进行了分析研究。对不同的冷却通道设计在燃气侧壁温和冷却剂压降方面的影响进行了评估。冷却剂通道的设计,包括燃烧室应用高深宽比冷却通道的长度、冷却剂通道的数量和冷却剂通道的形状。用火箭热计算(RTE)规则二维动力学(TDK)规则对七种冷却剂通道进行了联合研究。最初研制的每种冷却通道没有考虑制造因素,只考虑减少来自常规冷却通道的燃气侧壁温。这些设计产生的燃气侧壁温比给定基础下降了22％,冷却剂压降只在原基础上提高了7.5％。七种设计的冷却通道都用铣加工制造。制造后产生的燃气侧壁温比给定的基础降低了20％,冷却剂压降增加不到2％。在整个燃烧室长度上都用高深宽比冷却通道的设计在燃气侧壁上得到的好处,并没有超过只在喉部区域使用高深宽比冷却通道的设计,但冷却剂压降却增加了33％。高深宽比冷却通道在冷却压降增加不到2％的条件下,至少可以降低燃气侧壁温8％,这与冷却通道的形状无关。在降低燃气侧壁温方面得到的好处最大,且冷却剂压降增加最小的设计是采用分叉冷却通道,并在喉部区域采用高深宽比冷却通道的设计。

简介：对Sellers叠加模型^[1]作了阐述和推导。应用传热传质类比原理，进行了单排孔及多排孔阵绝热温比的实验研究。实验结果与该叠加模型的计算结果进行了比较和分析，两者在实验范围内吻合较好，表明该模型可用于燃烧室多孔冷却火焰筒的壁温预测。

简介：涡轮工质进入燃烧室,并在优化的混合比条件下补充燃烧的装置,称为闭式循环动力装置。对闭式循环的动力装置,由于驱动涡轮的推进剂流量全部进入燃烧室,所以没有推力损失,即闭式循环动力装置的比冲等于发动机的比冲。这种闭式循环动力装置可以充分利用箭体上所有推进剂的化学能来产生推力。

简介：西子湖东南．湖畔柳丝垂地．轻风摇曳．如翠浪翻空；春日，黄莺在柳．鸣啼于空，”柳浪闻莺”因此得名．“柳浪闻莺”实在闻莺园，后为友谊园．嫩丛如菌、琼楼玉宇．友谊园中心矗立着一块”日中不再战”纪念碑．碑高3．1米，用米黄色花岗石筑成．

简介：

简介：“海里”肼推进系统是落压式单组元系统,它用于轨道上升和保持。该系统由1个半膜贮箱、1个电爆阀、4个倾斜的4.4N推力室、2个压力传感器、2个充气阀和1个加注泄出阀组成。最初的系统方案分析表明,在系统启动时存在着推进剂绝热爆炸的潜在失效模式。为了进一步了解系统启动时水击引起的压力骤升程度,进行了一次试验。本文详细介绍了试验系统、步骤和结果。最后根据试验结果给出了针对“海星”推进系统的具体结论和针对小卫星推进系统的一般结论。

简介：采用计及质量源密度空间分布规律的冷气掺混模型，对某型高压涡轮动叶有／无冷气喷射时的气动性能进行了数值计算和对比分析。数值分析结果表明，该模型能够较准确地模拟出大流量冷气喷射对涡轮性能的影响。冷气喷射导致了马赫数的下降和气流角的变化，叶片表面和端壁处形成了低温保护层，且压力面附近温度降低较吸力面强烈。

简介：本文主要讲述了火神发动机喷管延伸段冷却性能的热分析研究工作。根据测量数据,采用简单的热节点模型,得出了喷管壁温和气壁换热系数。用热节点模型验证了Volvo宇航公司使用的标准预测法。建立了在异常和与期望温度值有偏差的情况下的冷却性能预测系统。本文还阐明了如何从飞行试验获得的有限信息来准确和可靠地预测验收试验以及飞行期间火神发动机喷管廷伸段冷却系统的效能。

简介：本文通过分析液膜/辐射冷却的双组元姿控发动机的工作特点,根据两边区流管的卷吸模型,按混合比近似地将燃烧室流场分为一个中心区和两个边区,计算了液膜/辐射冷却的低推力液体火箭发动机液膜冷却对性能损失的影响。并分析了考虑性能分析的结果,及综合传热模型对发动机的设计参数的选择。本文的方法可为同类发动机设计中的性能计算及参数优化提供参考。

简介：水轰-5型水上反潜轰炸机由哈尔滨飞机制造公司研制，用于中近海域海上侦察、巡逻警戒、搜索反清等任务，也可监视和攻击水面舰艇。50年代初我国曾引进6架苏联别-6水上飞机，但不足以满足海军的各种需要。1968年水轰-5的研制正式得到批准，70年完成总体设计，次年总装出第一架原型01号。1971年就以110％的设计载荷达到并超过全机静强度破坏试验的技术要求，并总装成功。02号原型机于

简介：本文提出折合厚度概念,把冷板简化成一个带内热源、导热系统各异的三维稳态导热模型实体,根据能量平衡方程,建立一组适于工程应用的三维非均匀热流冷板数学模型,进行数值求解,计算结果与试验结果比较表明本文数学模型和计算方法是可行的.

简介：利用GEMCHIP程序的数值模拟方法.检验了燃料液膜冷却的双组元发动机边界层扰流块对燃烧性能的改善,以及性能的增益与扰流块几何形状的关系。改善燃烧的主要机理是在于强化了中心区和边界区火焰的燃烧。即处于中心区的燃料液滴的正常燃烧和被边界层扰流块迫使参与液膜冷却的燃料液滴向中心区转移而加强。另外,扰流块后的尾区里的一些氧化剂液滴.在富燃的近壁区开始了共轭燃烧。对于一种没有预先混合的双组元喷注器,在有扰流块的燃烧室中。氧化剂和燃料的燃烧效率所得到的增益,高达20～30％。为改善燃烧,对扰流块的三种结构方案进行了模拟实验,其中,裁面为三角形和矩形的扰流块结构在燃烧效率上比截面为半圆形的扰流块能获得更高的增益。对于预先混合型的喷注器(有很高的燃烧效率),燃烧效率的增益相当高,其总的燃烧效率达到0.99甚至更高。本文还讨论了将来的研究领域,涉及燃烧中的涡流问题。

简介：对将来的空间运载系统来说,关键是要降低发射成本、提高运载器的可靠性和工作效率。对各种运载器的系统分析结果表明:采用总体结构和推进系统先进的单级入轨运载器能够达到这个目标。本文将介绍所有液体火箭发动机动力循环方式,接着针对各种循环类型的发动机进行运载器/推进系统组合分析,旨在确定将来的单级入轨运载器推进系统和与之相关的热力循环方式。现有的和已提出的具备完成单级入轨任务的发动机动力循环方案在此也做了阐述。

简介：研究定常态恒温，变温热源热机循环性能，导出内可逆卡诺热机和布雷顿热机的最佳率，效率关系和最大功率及相应效率界限，并对这两种热机循环的最优性能进行了比较，理论分析表明，定常态流恒温热源循环，只有当工质的热容率趋于无穷大时，布雷顿循环才能达到卡诺循环的性能。数值计算显示，当布雷顿循环的工质热容率为高，低温侧换热器的热导率总量的1．5倍时，布雷顿循环的功率已为卡诺循环功率的99％以上。定常态流变温热源环在相同的边界条件和热效率下，布雷顿循环的功率可以高于卡诺循环功率，极限情况下前者是后者的两倍，对于变温热源条件，布雷顿循环主要受益于其工质与热源间的较佳的匹配，所得结果对热机工作参数和工质的最优选择有一定指导意义。