航天飞机主发动机液氧泵高同步振动问题

有效地解决推进系统发动机研制中出现的问题是航天系统成功的关键。航天飞机主发动机(SSME)研制阶段改型的液氧泵出现了一些问题使计划遇到麻烦,需特别注意解决。其中高同步振动问题最为严重,要求政府承包商协同预以解决。本文介绍研究方法(故障树逻辑法)、轴承转子动力系统的复杂性,问题及其解决措施。     

《推进技术》第四届编辑委员会在大连市召开

第四届《推进技术》编委会于1991年7月21日至24日在大连市召开.会议由编委会主任刘兴洲同志主持,并在开幕式上讲了话.其要点是:《推进技术》在我部航天系统第三次科技期刊评比中荣获一等奖.要巩固已取得的成绩,质量是关键,而稿源又是质量的保证.因此,     

行列式的值等于零的充要条件

利用行列式的一些性质，推导出行列式值为零的充要条件，提出一种简捷的解题方法。并举例说明其应用。     

《推进技术》编辑委员会在京召开扩大会议

《推进技术》编辑委员会于今年六月十二日到十四日在北京航天部招待所召开了扩大会议。参加会议的共26人,因事、因病请假3人。会议由臧令千同志主持。刘兴洲同志作了报告。 十二日上午,由《推进技术》编辑部副主编邵新荣同志作80年7月至84年12月的工作小结。共分三个部分:1.概况:介绍了创刊以来《推进技术》的发展情况。由最初的油印内部资料发展为航天部第三情报网的网刊。继而发展为可以在国内公开发行的国家一类刊物。2.读     

双旋流燃烧室主燃区流动特性PIV测量和分析

针对采用斜切径向双级旋流器的环形燃烧室单头部矩形模型,利用非接触式测量方法粒子成像测速仪(PIV)测量了主燃区的300K冷态速度场。采用Realizableκ-?湍流模型和稳态层流火焰面燃烧模型对燃烧室的冷流和燃烧流场进行数值模拟,得到燃烧室流场的速度分布和流场结构,并与试验测量数据进行对比验证。结果表明:瞬态流场结构变化剧烈,旋流和主燃射流的边界形成大量小尺度漩涡结构,回流区具有强烈的搅拌作用,回流区下游滞止点位置是随机变化的;反向旋流器比同向旋流器产生的回流区尺寸更小,燃烧状态的回流区尺寸比冷流的小,但主要受火焰筒壁面和主燃射流的约束;外旋流在距离头部5mm距离内控制内旋流,保持旋向相同;燃烧增大主燃射流穿透深度,改变流场的对称性。     

航空发动机主燃烧室试验数据库的构建

航空发动机主燃烧室试验对主燃烧室的研制和发展具有重要作用,建立相关试验数据库将试验数据集中、有效地保存和管理,能够为主燃烧室研制提供必要的技术支持。从航空发动机主燃烧室的试验分类、数据库的设计思路、功能构建、系统的实现等方面详细阐述了主燃烧室试验数据库构建的需求。采用面向对象和界面可视化的编程方法建立航空发动机主燃烧室试验数据库,以及采用Java语言的数据库开发方法,为主燃烧室试验数据库的建设和管理提供了思路。