微推偏火箭喷管非对称内流场数值模拟

研究了入流倾斜于喷管超音速段轴线的微推偏喷管内流场。数值方法是具有高分辨率高精度的三维隐式有限体积的ＴＶＤ格式。针对一系列典型锥形喷管和钟型喷管,数值模拟结果得出非对称内流场的侧向力和侧向力矩随喷管几何结构以及入流条件变化的一些特征,并同有关实验结果符合良好,对微推偏喷管设计具有一定的指导意义。     

CVD铱涂层／铼基复合喷管研究进展

介绍了高温抗氧化铱涂层／铼基复合喷管的化学气相沉积制备工艺,并就铱,铼的有关性能,ＣＶＤ铱／铼复合中元素的扩散,铱／铼合金的氧化行为及寿命预测等理论研究作了评述。     

火箭发动机塞式喷管流场的数值研究

用时间相关法和张涵信的无振荡、无自由参数ＮＮＤ显式格式,对火箭发动机塞式喷管二维轴对称定常流场进行了数值模拟。计算得到了有粘和无粘中两种情况下,喷管流场的马赫数压强、温度、流线以及速度矢量分布图,计算网络采用代数方法生成,并通过求解Ｌａｐａｃｅ方程对网格进行修正。计算结果表明：ＮＮＤ格式用于计算塞式喷管流场具有较高的效率和良好的分辨率;无粘和有粘情况得到的流场结构有较大的差别;基础喷管的出口马赫数     

NOVOLTEX碳／碳复合材料——固体火箭发动机喷管材料的最佳选择

本文综述了法国ＳＥＰ公司研制的最新３Ｄ碳／碳超细编复合材料－ＶＯＬＴＥＸ的杰出性能，关键工艺及后续致密化工艺。并介绍了将它应用于固体火箭发动机喷管的整体喉衬出口锥的设计，制作，性能测试实例。     

固体火箭发动机喷管壁窝火故障的试验研究

针对某大型固体火箭发动机在试车中后出现的喷管后侧持续冒小火和试车后期出现的喷管扩散段前剖容火故障，进行了模拟实验。     

对《固体火箭发动机喷管烧穿故障的试验分析》质疑

１引言吕振中等人署名的“固体火箭发动机喷管烧穿故障的试验分析”一文（刊在《推进技术》１９９７年第１８卷第６期上）,从内容分析,所述对象为我部某大型固体火箭发动机地面试车中的喷管烧穿故障。该文（以下简称吕文或吕课题）认为喷管的内型面半径对轴线的导函数在...     

塞式喷管流场数值模拟

采用ＮＮＤ２Ｍ差分格式,从考虑к－ε湍流模型的理想气体三维薄层近似Ｎ－Ｓ方程出发,对塞式喷管内外流场进行了数值模拟。计算结果与国外文献十分一致。通过流场分析,对塞式喷管流动机理有了清楚的认识。计算表明ＮＮＤ２Ｍ差分格式及相应计算软件适合于模拟复杂喷流流场,可用于塞式喷管发动机的研究。     

P／Y BBN推力转向喷管的飞行试验

本文介绍Ｆ－１５ＡＣＴＩＶＥ（Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｆｏｒ Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ Ｖｅｈｉｃｌｅｓ）试验机及其飞行试验技术，并给出喷管包线扩展和喷管性能试验的地面和飞行试验结果。     

无喷管火箭发动机

本文综合现有的无喷管火箭发动机研究的成果,评述其优缺点.在此基础上,对无喷管发动机的工作特点和主要影响因素,如点火、燃烧、装药变形及两相流动等,进行了分析,以及讨论了无喷管发动机内弹道计算的有关问题.     

喷管故障情况下异常数据的处理

根据首台发动机静止试验喷管故障情况下的试验数据，提出了对压强－时间、推力－时间曲线进行修正处理的方法，得出了满意的结果，为正确评价发动机总体设计、内弹道设计提供了可信数据。     

现代喷气战斗机的发动机安装设计

发动机安装设计是飞机设计的一项重要工作,战斗机的发动机安装设计工作尤为重要且任务复杂.本文在收集整理大量文献资料的基础上,概述现代战斗机发动机的安装设汁,重点剖析了国外八个型号战斗机的发动机安装设计实例,比较各型战机的发动机安装设计异同,包括安装形式设计和安装节等结构部件的细节设计等.通过实例剖析和异同比较,有助于深入理解发动机安装设计的特点和规律,发展我国有自身特色的发动机安装设计解决方案.     

电推进研究的技术状态和发展前景

论述了各类电推进器的工作原理、研究状况,在分析其主要工作特点的基础上,并根据国外成功应用的实例,说明了各类电推进器的适用场合。并就电推进器的研究与应用发展前景进行了展望。     

一种新型吸气式与火箭组合发动机(LOCE)及先进天地往返运输系统的发展

根据先进天地往返运输系统的要求和火箭与吸气式组合发动机的特点，提出了重复使用的单级入轨飞机吸气式组合发动机方案的优化原则和一种优化的组合发动机循环：高压氢膨胀液化氧气循环吸气式火箭组合发动机（LOCE）。它是一种以火箭技术为基础的吸气式组合发动机，比冲可达35000m／s，其关键是成功地解决了吸气式组合发动机和火箭发动机燃烧室压力的不匹配，其液化效率比普通LACE循环提高了5～7倍。可借用成熟火箭技术，推重比高是低速阶段（Ma＝0～5）的最佳方式之一。     

海湾战争与战术导弹动力装置的发展

从海湾战争中战术导弹的重要作用、战后发展高性能战术导弹的趋势出发,讨论了战术导弹用先进动力装置的发展问题。认为:弹用小涡喷(扇)发动机将大幅度提高各项性能;固体发动机将迎接挑战,向着低信号特征、能量可控和低易损性方向迅速发展;冲压发动机将重新崛起。     

未来的航空涡扇发动机技术

总结了多电发动机、智能发动机、双外涵变循环发动机、复合材料发动机、外骨架发动机、绿色发动机等未来涡扇发动机的研究进展、关键技术和发展趋势。     

预冷却涡轮基组合循环发动机发展现状及应用前景

本文介绍了国外新型预冷却涡轮基组合循环（TBCC)发动机的技术研究现状，其中最具代表性的是美国的喷流预冷却TBCC发动机和日本的ATREX发动机。在对预冷却TBCC发动机发展现状分析的基础上，介绍了预冷却TBCC发动机的技术优势、关键技术、潜在应用方向及我国开展预冷却TBCC发动机研究的可行性。     

航天和导弹用吸气式发动机的发展

本文介绍了美国第24届联合推进会议关于航天和导弹用吸气式发动机方面的情况,主要内容有航天飞机用吸气式发动机及其组合,其中包括反物质推进和激光-电子冲压发动机;超声速飞机发动机;吸气式发动机在高速战术导弹上的应用等,说明了吸气式发动机的发展前景.     

第3代战斗机发动机的改进改型

介绍了F10 0、F110、F4 0 4等第 3代战斗机发动机的发展 ,详述了对原型机改进改型 ,发展高可靠性、高耐久性和高性能发动机的过程 ,并分别阐述了其未来发展     

F110的最新衍生型F110—GE—129EFE的发展与设计特点

介绍了F110发动机的最新改进型F110－GE－129EEE的发展情况与设计特点。比较了该发动机在提高性能的衍生改进型F110－GE－129（IPE）基础上的技术改进。重点介绍了EFE型发动机的风扇加力燃烧室、喷管系统设计改进的特点。     

阿依—24发动机飞起功率的校验及限温工作点的调定

本文在实践的基础上,总结了一个经验公式来判断阿依-24发动机起飞功率,并进行了理论分析。同时,针对目前普遍存在以提高发动机限温值达到提高发动机输出功率的作法,提出了合理调定限温放大器工作点的建议,因而对该型发动机的使用与维护具有一定的实用价值。