滚珠式推力终止装置可靠性研究

对滚珠式推力终止装置可靠性进行了分析。指出起爆管装药量是影响推力终止装置工作可靠性的关键因素。用试验确定工作状态下的起爆管极限药量。并用其评估滚珠式推力终止装置的结构可靠性,在置信度0.9时,可靠性下限为0.9999。     

低马赫数冲压发动机巡航飞行时间的最佳化

本文谈的是以低超音速马赫数飞行的,用贫燃料混合物工作的冲压发动机,对通过这样冲压发动机的一元流进行了分析,并编制成了计算程序。由于增添了使用经验阻力数据的程序,一种估算发动机质量的模型和一种此例法,使得在规定了净推力和巡航飞行条件下,对于一给定的总质量,有可能计算出巡航时的飞行时间。     

国外氢氧火箭发动机的发展状况

本文全面地介绍了国外研制氢氧火筋发动机的发展概况。分别叙述了美国、法国和西欧、以及日本在氢氧火箭发动机技术上的发展历史,目前状况和今后的发展方向。从中可以看出,当今的氢氧推进技术是液体火箭推进技术中的一项极其重要的技术,是液体推进技术在运载火箭和航天飞行应用中的发展方向。     

推力向量控制技术的论证

大西洋研究公司(ARC)与法国欧洲推进公司(SEP)共同进行先进向量控制方案的设计和论证试验。方案之一是超声速分离线喷管,该推力向量控制试验系由曾在标准(轴向)试车台进行过试验的基本型弹道发动机在ARC的多分力试车台上完成的。超声速分离线喷管是在60年代研制的一种很有希望的方案,由于受当时材料的限制而放弃了;随着喷管材料的新发展,证明该方案有进一步开发的必要,因为它可提供较大的偏转角。SEP制造的一种先进的轻型耐高温复合材料NOVEL-TEX,已被选用为ARC试验的喷管喉衬和出口维。本文叙述了发动机和推力向量控制系统的设计、试验装置和试验结果。     

高性能单室双推力发动机

本文概述了单室双推力发动机的应用,列举一些实现单室双推力的可能方案,并提出一种高性能单室双推力发动机方案。研究结果表明,在助推段与续航段两级推力比高达9.3时,发动机的混合比冲达240秒。论述了这种方案的特点、设计中考虑的问题及内弹道计算的基本方程、也给出了某些试验结果。     

希望从这里放飞

四月的桂林春光明媚，碧空如洗，一架波音737飞机像一把出鞘的银剑，直插云霄，现代化的两江机场一派繁忙景象。在机场的制高点——机场塔台管制室里面，管制员像巧手的织女，调动着金梭银梭，编织出一幅幅美丽的图画。忽然，无线电频道里传来一阵焦急的声音：“两江，我是4316，发现一号发动机故障，推力受阻，请求返航着陆。”忙碌的塔台管制室内气氛顿时紧张了起来，“4316，同意返航优先着陆，右转航向180度……”。     

变推力液体火箭发动机烧蚀推力室的设计计算

液体火箭发动机推力室的烧蚀冷却是一种新的冷却技术.本文介绍了烧蚀冷却的机理、变推力火箭发动机推力室中换热系数的计算、烧蚀速率和侵蚀速率的计算、室壁中温度的计算以及由于烧蚀冷却所引起的性能损失的计算等,可供设计烧蚀冷却推力室作参考.     

单室双药双推力发动机研究

本文介绍在一个燃烧室中、采用两种火药组成的装药同时燃烧实现单室双推力发动机的理论与实验研究的结果。建立了内弹道计算方程;导出了等面燃烧条件下两级平衡压力计算公式;比较了实验与理论计算结果。     

气泡混入液体推进剂——推力振荡、提前熄火

液体推进剂中溶解或混入了气体能引起推力振荡、推力断续或完全熄火。为了弄清气泡引起发动机故障的机理,人们曾提出过种种分析模型,并指出,少量的气泡进入发动机可引起推力振荡,而大量的气泡混入发动机可引起完全熄火。 根据本文分析,可以求得引起发动机振荡和提前熄火的气泡量值,最后对国外某一早期的液体推进剂地空导弹进行了计算,求出了它可能发生推力振荡和提前熄火的气泡量,计算结果与实际飞行完全一致。