变推力液体火箭发动机的故障识别

讨论了专家系统在液体火箭发动机故障诊断中的应用，研制出一个基于阈值判断的故障识别专家系统，应用该系统成功地识别出变推力液体火箭发动机故障模式。     

变推力液体火箭发动机试验研究

考虑到空间飞行器姿态控制和弹道导弹的多头分导及弹头机动飞行的需要,我们研制了液体双组元可变推力发动机.本文叙述该发动机的研制过程和有关性能.该发动机可使用多种推进剂,推力可在(137.3～686.5)N的范围内连续无级调节,调节比5:1.发动机阶跃响应低于80ms,混合比偏差小于±5%.     

一种高性能的变推力液体火箭发动机微机控制系统

本文提出了一种在变推力液体火箭发动机中采用微型机控制系统的方案,设计了相应的硬件电路组成了所提出的控制系统,并最终通过发动机的热点火试验,获得了大量的试验数据.试验结果证明,利用微机控制系统可方便地实现非线性控制及采用自适应技术,可以大幅度地提高发动机系统的动态响应性能和控制精度.此外,在热试中,还可以利用微机实现试验数据的采集和处理,并迅速提供有关的发动机的性能参数.     

变推力液体火箭发机系统仿真软件的研究

闸明了变推力液体火箭发动机系统仿真软件设计的指导思想,介绍了软件的结构,着重叙述了典型部件的运算模块。最后,简单地介绍丁在实现该软件时的一些技术处理。     

影响液体火箭发动机比推力的因素

介绍液体火箭发动机采用大比推力对提高导弹经济性的作用，论述推进剂性质，燃烧室压力，氧化剂剩余系数对液体火箭机动机比推力的影响及选用范围。     

高压液体火箭发动机新结构密封

为提高高压液体火箭发动机上密封的工作可靠性,对高压密封的设计结构进行了系统的研究。根据高压密封可靠工作的条件,提出了新结构密封应采用自紧式设计结构的指导思想,并设计了多种新的密封结构。通过对比试验筛选,研制了１２种新的密封设计结构。试验证明：新结构密封工作可靠,性能良好。并已在各型号的发动机上广泛地推广应用。     

液体火箭发动机稳态故障仿真及分析

建立了液体火箭发动机稳态故障数学模型，编制了实用计算程序。调整方程组中的有关系数的参数，该模型既可用于在正常工况下评定性能参数随干扰因素的随机变化，进行发动机静态特性仿真。又可用于在故障状态下发动机性能参数衰减退化的计算，进行发动机稳态故障效应的仿真。     

液体火箭发动机故障诊断中的特征提取

对液体火箭发动机故障的原始特征进行特征提取和选择，以使所建立的故障标准模式由少数几个新特征给予有效的表达。比较了不同原始特征分布矩阵对特征提取结果有效性的影响，并对采用新特征来代表各种故障的效果进行了检验，结果同采用原始特征的效果很接近。     

几种液体火箭发动机喷注器的研制

介绍了几种液体火箭发动机喷注喷研制中出现的技术问题及其解决途径。同时,对双组元离心式喷嘴流量偏差作了分析,探讨了控制流量偏差的方法。提出的一种身部内冷却装置,采用斜齿缝隙钎焊整体式结构,在中等推力液体火箭发动机中进行试验得出初步结论。     

液体火箭发动机系统故障实时监测算法研究

利用水力系数（ＣＡＤＥ）的性质和现有液体火箭发动机管路系统中压力域流量的测量值，进行适当分段组合，计算出相应的压力和水力系统改变量。并根据实际试车经验确定出相应的根限值。同时使用灰色理论中ＧＭ预测模型对发动机的监测参数进行预测。从而及早分析出发动机所处工况。该算法能尽早地探测出发动机系统中出现的故障，以提供足够的时间对发动机采取措施。     

带有可调喷注器与文氏管的变推力液体火箭发动机响应特性分析

本文利用数值方法和解析方法对带有可调喷注器和可调文氏管的变推力液体火箭发动机的响应特性进行了分析,讨论了影响此类发动机动态性能的主要因素.最后给出发动机参数的优化结果,并进行了实验验证.     

固体火箭发动机推力大小调节技术的发展

对固体火箭发动机推力大小调节技术研究的必要性，发展的现状以及在型号上应用的情况作了综述与分析。指出了发展的趋势与方向。     

文氏管和喷注器双调节变推力液体火箭发动机试验研究

本文通过对装有可调喷注器和可调汽蚀文氏管的双组元变推力液体火箭发动机的设计,试验和理论分析,给出了压力P,文氏管压力恢复比R,喷注器针阀位移h_i,推进剂秒流量G和组元比r,余氧系数α,燃烧效率c及比冲I_s,推力F,稳定性,响应时间t_p等随控制电压信号改变的规律性。     

变流量喷注器的设计和性能试验

本文介绍一种同轴环形可变截面喷注器,它用于双组元自燃推进剂变推力液体火箭发动机中,采用环形液流撞击-溅击进行组元的混合和雾化.经过万余秒的热试验证明该喷注器与高硅氧酚醛树脂材料的烧蚀推力室具有良好的相容性;推力变比可达5:1;与L=0.5m的燃烧室匹配,高推力下的燃烧室效率可达95%;该喷注器还具有重复起动或脉冲工作的能力.     

近代大型液体火箭发动机的特点

本文对近代大型液体火箭发动机的特点进行了综述和分析.文中指出:使用高能、无毒的液氧、煤油和液氧、液氢为大型液体火箭发动机的推进剂势在必行;采用高压补燃循环系统可以明显提高发动机的比冲、减小发动机尺寸和质量;采用推进剂利用系统可以减少推进剂的剩余量,以提高运载火箭的有效载荷;使用辅助增压泵可降低贮箱压力,并提高发动机主泵的入口压力,以保证主泵在没有汽蚀的条件下可靠工作;高可靠性、长寿命和重复使用对航天产品尤为重要.     

液体火箭发动机参数计算及误差确定

通过地面试验取得的数据所建立的液体火箭发动机参数计算和误差确定的经验公式，在导弹飞行试验中，对发动机参数计算起重要作用。本文就发动机主要参数及误差的经验公式进行推导和确定。