欧空局完成阿丽亚娜5的飞行鉴定

阿丽亚娜5重型运载火箭于1998年10月21日成功地进行了第三次试射，并将两个试验有效载荷送人预定轨道，从而结束了飞行鉴定工作，为正式服役做好了准备。此次发射还验证了阿丽亚娜5艾斯塔上面级发动机的多次点火能力。这一能力使该火箭也能为非静地轨道星座提供一箭多星发射。飞行中该发动机在火箭释放了两个试验有效载荷后又点火工作了约2秒钟。该发动机的多次点火性能以前在地面得到过验证，但在太空验证还是第一次。此次发射成功使欧洲航天界大大松了一口气，因为这种火箭在1996年6月和1997年10月进行了两次试射，第一次发生了爆炸，第二…     

美国小型洲际导弹固体发动机研制

美国小型洲际导弹(SICBM)为三级固体推进的机动导弹.全长13.41m,重15000kg,直径为120.65cm.美国空军就该导弹的研制分别与国家宇航公司签定了六个合同.导弹的第一级固体发动机,静态点火试验已于1986年4月5日获得成功,试验情况与预计的基本相符.第二级固体发动机已由战略空气喷气推进公司在1985年2月进行了试验.飞行时间为41s,推力182450N,发动机采用石墨纤维壳体,碳-碳喷管材料及新型内绝热层.     

高空来流条件下航空发动机双旋流燃烧室点火特性数值模拟

为深入了解真实航空发动机燃烧室极端条件下点火性能，在自有CFD平台上对不同高空来流条件下典型航空发动机双旋流燃烧室点火过程进行了数值模拟。为保证模拟精度，对模型包括全部气膜冷却小孔在内的所有精细结构均进行了完全仿真，并完整再现了燃烧室内从燃油雾化到点火燃烧全过程。结果表明3种高空来流条件下单次点火均失败。点火过程显示高温燃气越过旋流杯中心向上回流区扩张是点火的关键时空区域，在此时补充点火可推动火焰顺利传播到整个主燃区。对8km和6km两种状态分别增加点火次数到3次和5次后最终点火成功，结果表明前者着火极限油气比约为0.057，后者为0.038~0.042。     

涡扇发动机风车起动点火匹配研究

针对涡扇发动机在高空状态的风车起动点火失败情况进行了原因分析和油气匹配研究。通过分析影响风车起动点火的主要因素,找出了点火失败的原因是点火油气不匹配,偏离了燃烧室可靠点火的余气系数边界。在油气匹配研究的基础上,提出了调整点火油气比的解决措施,并在高空台进行了试验验证。验证表明:该涡扇发动机风车起动点火失败的分析评估方法和解决措施合理可行,可为同类型发动机风车起动点火匹配设计和评估提供参考。     

涡桨五E发动机空中起动失败原因分析

涡浆五Ｅ发动机在进行适航取证试飞时，进行了发动机燃烧室高空熄火后重新点火的性能试验，出现空中起动不成功，飞机两次单发着陆的情况，本文对试验的现状及数据进行了分析，找出了空中起动失败的原因，并提出了建议和改进措施，供发动机设计单位及今后装机使用参考。     

重型运载火箭动力系统分析

讨论了两种载人登月的动力系统方案,分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了重型火箭箭体结构和任务要求.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案.提出了一套重型火箭动力系统,建立了一个运载火箭系列,并对其运载能力进行了计算.经综合分析,提出登月火箭可采用8 m直径的三级半结构,助推级、第一级和第二级均为推力5 000 kN量级富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机,第三级为2台50 t氢氧发动机.      

两级脉冲爆震发动机激波聚焦起爆数值模拟

通过数值模拟手段,针对两级脉冲爆震发动机（PDE）激波聚焦点火起爆及周期性脉冲爆震进行了详细计算.结果表明:激波汇聚会在发动机内产生两个高温高压区域,且后者压力温度远高于前者,为点火关键.针对起爆失败的工况,提高温度、压力、马赫数3个条件中的任何一个都能成功起爆.通过全场周期性脉冲计算得知,保证成功点火起爆的前提下仍需要调整合适的参数才能维持稳定的周期性脉冲,发动机在入口温度600K,马赫数为2.0,压力为150kPa工况时能够产生稳定的周期性脉冲爆震,频率在300Hz附近.      

某型产品未成功发射案例分析

针对某红外型产品未成功发射案例,简要概述了产品发射的3个阶段,结合产品发射装置详细分析了发射阶段的工作时序,得出发射失败的可能原因是产品发射时序中断、发动机未成功点火。     

美国拟用固液发动机运载火箭

美国火箭公司(American Rocket Co.)将于1988年初进行三次工业运载火箭的飞行试验。该运载火箭为低地球轨道发射器,一次性使用。它应用19台大致相同的固液火箭发动机为动力装置。一共分为四级,第一级的12台固液发动机围绕一个氧化剂贬箱壳体,形成“塞子”状喷管。第二级是4台固液发动机,第三级为2台,第四级为1台,这7台固液发动机成六面形排列。这种运载火箭的性能将得到改善。该运载火箭将于1988年末从加里福尼亚州范登堡空军基地发射。每次发射经费约为5—8百万美元。美国拟用固液发动机运载火箭@赵瑞湘~~…     

美法联合研制新的低温火箭发动机

美国普惠公司与法国国营航空发动机公司拟将各自的设计理念溶合于一个新的低温火箭发动机中。这一新发动机的设计基础是惠普公司的 RL5 0和航空发动机公司的 Vinci,两者的推力量级相同 ,结构相似。RL5 0的初步设计曾在巴黎航展上展示过 ,拟用于渐进一次性运载器的上面级 ;Cinci发动机将具有更大的推力 ,能再启动 ,用于重型运载器阿里安纳 5。Vinci的初步设计于 1999年中期开始 ,但全尺寸的研制费用大约需 4亿美元 ,将有待于今年批准。合并两个项目的主要目的是节省研制和生产费用 ,合作还可使发动机提前进入市场美法联合研制新的低温火箭…     

MD90飞机发动机点火系统的有效排故方法

介绍了MD90飞机发动机点火系统的工作原理,分析了系统可能的故障原因,结合实际维护经验,对系统的典型故障给出分析和排故思路。     

长征五号运载火箭助推动力系统

长征五号是我国新一代大型运载火箭（代号CZ-5）,芯级捆绑四个助推器,每个助推器配置两台并联的液氧煤油高压补燃发动机。本文对国内外运载火箭的故障模式进行分析,结合CZ-5火箭首飞实际情况,提出了助推动力系统风险规避应采取的措施。针对CZ-5火箭助推级和芯一级发动机起动点火的特点,分析了CZ-5火箭首次发射中的异型发动机点火匹配特性。简述了YF-100系列液氧煤油发动机的研制历程、技术特征和热环境适应性,重点分析了发动机在可重复使用和大范围推力调节方面的潜力。对比了国内外液氧煤油补燃循环发动机的推重比性能,分析了不同发动机推重比对火箭运载能力的影响,总结了提高发动机性能的措施（如采用泵后摆技术、选用高强度轻质化材料等）。提出了新一代液氧煤油发动机必须在满足高可靠性的前提下,追求高性能、高推重比、降低成本和增强适应性的后续改进方向。     

直8某型机发动机起动失败分析与处置

本文针对Z8某型机发动机发生的多次起动失败进行了分析研究,阐述了该发动机起动失败的基本特征、形成原因及处置对策。通过采取相关的处置措施之后,发动机起动失败故障得以排除。     

31所成功试验了大推力比单室双推力固体发动机

200 0年 8月 11日 ,31所研制的推力比 18∶1的单室双推力固体火箭发动机成功地进行了地面点火试验。结果内弹道曲线正常 ,发动机全程工作 ,转级顺利 ,结构完整 ,各项测试数据与设计值相符。一级平均推力13 4ｋＮ ,工作时间 2 2 81ｓ;二级平均推力 0 72 3ｋＮ ,工作时间 2 7 6ｓ ,完全满足设计要求。由于此发动机两级推力比很高 ,燃烧室、喷管和装药的结构、力学性能和燃烧特性都有特殊的要求 ,设计难度很大。在充分利用多年固体型号研制经验和成果的基础上 ,进行了多次单级地面试验和多项技术攻关 ,最终突破了大推力比单室双推力的技术关…     

CFM56发动机的监控使用

ＣＦＭ５６型发动机是举世公认设计成熟、性能优良的发动机之一，其监控方法也比较先进科学。该型发动机安装在Ｂ７３７－３００／５００型飞机上视情可减功率起飞，从而延长发动机的使用寿命。国外有关资料表明该型发动机一次性装机使用已经超过３００００小时。目前南航Ｂ７３７机队共有８０多台ＣＦＭ５６－３Ｃ－１型发动机，使用时间超过２００００小时的有２５台，其中有５台未进行大修，这５台中广西航空公司占有２台，ＴＳＮ排名第一位的是广航Ｂ２５４９飞机的左发（ＥＳＮ７２６４５２）。该发从１９９２年２月７日装机使用至今截…     

"伽利略"首颗卫星升空的战略意义

作为两颗"伽利略在轨验证元素"(GIOVE)试验卫星中的第一颗,Giove-A,于2005年12月28日当地时间上午11时19分在哈萨克斯坦拜科努尔航天中心发射升空,经过"弗雷盖特"(Fregat)上面级火箭的三次点火后,这颗由英国萨里卫星技术公司制造的试验卫星被送入了高23230千米、倾角56度的轨道.     

前事不忘 后事之师——日方当事人谈华航“8．20”事故救援

3月27日，中国民航管理干部学院和日本航空公司（JAL）联合举办了华航“8．20”事故研讨会。2007年8月20日，中华航空公司一架波音737-800客机从台北飞抵日本冲绳那霸机场，飞机着陆后右侧发动机开始泄露燃油，飞机在停机位停好并关闭发动机后，右侧发动机突然开始起火，火势在刮风条件下迅速蔓延到左侧发动机，在起火两三分钟后飞机中部即发生爆炸，飞机断为两截。由于当时负责华航地面代理的日本冲绳航空公司维修工程师乙黑贤文及时发现火情并通知机组放滑梯疏散旅客、通知地勤作业人员立即撤离，乙黑工程师还与其他日方现场人员以高度的责任心和忘我精神参与现场旅客疏散、     

苏联《能源号》运载火箭试飞成功

1987年5月15日,苏联从拜努科尔航天发射场首次成功地发射了《能源号》运载火箭。它是一种大推力通用型新式运载火箭,高60m、最大横向尺寸约20m、芯级直径8m。《能源号》为二级火箭,并联安排,有效载荷采取侧装方式。《能源号》起飞重量在2000t以上,向近地轨道运送有效载荷的能力超过100t。发动机采用“聚束式”方案,第一级(助推级)有四台发动机分别装在芯级外侧,推进剂为液氧-碳氢燃料,单台推力8000kN。第二级(芯级)由四台发动机组成,推进剂为液氧-液氢,单台推力2000kN。主发动机具有较长的工作寿     

液体火箭发动机热试车启动中导流锥对燃气管路流动特性影响研究

双推力室液体火箭发动机启动过程中,若出现两支管流量分配不均等现象,极易引起点火失败,造成重大损失。因此,燃气管路分叉处内部流动特性和在分叉处布置导流锥对改善流动特性影响的研究具有重要意义。本文针对某双推力室液体火箭发动机热试车启动过程中的燃气管路,以试验数据作为边界条件,开展了瞬态流动数值仿真研究。结果表明,火箭发动机热试车启动过程中,燃气管路流动呈现出4个典型阶段,分别为点火前的平稳期、点火后的一次上升期、下降期和二次上升期。在启动过程中,无导流锥时,导流罩进口存在预旋回流区、一侧出口存在滞止回流区,导流罩与燃气支管衔接处内侧存在转弯回流区,三者相互作用是造成两支管间压力分布不对称及出口质量流量分配不平衡的主要原因;有导流锥时,预旋回流区被导流锥约束而缩小,滞止回流区消失。有导流锥与无导流锥时相比,在启动过程中约0.2 s与0.6 s时刻,两支管对称测点压差均值分别降低约80.0%与80.0%,两支管出口质量流量差值分别降低约55.0%与80.8%。导流锥有效改善了流动特性,使得两支管压力分布的对称性提高,流量分配平衡性增强。导流锥对双推力室液体火箭发动机稳定性提高有重要作用。     

某型发动机一级内齿圈断裂故障分析

某型发动机在安全飞行２０余万小时后,发生了两起自动顺桨停车的事故。经分解检查,两次故障现象几乎完全相同,即减速器第一级内齿圈断裂。为调查断裂原因,进行了以下分析试验。并且采取了排除故障的措施。１．金相分析对一级内齿圈的原始记录复查与故障件取样检查结果...