分体四轮式空气循环制冷系统仿真及试验研究

为了提高飞机座舱环境控制系统性能，同时降低设计和制造难度，提出了分体四轮式空气循环制冷系统。所提系统采用2个独立的两轮式涡轮冷却器代替一体化四轮式涡轮冷却器。基于焓参数法分析了分体四轮式及四轮式空气循环制冷系统的热力性能，结果显示2个系统热力性能一致。基于实验室现有部件搭建了分体四轮式空气循环制冷系统原理样机，摸底测试表明，系统最大制冷量可达12.0 kW，制冷量理论值与试验值的误差分布在±15%以内，验证了焓参数法的有效性。原理样机的性能系数分布在0.21~1.15之间。所提系统可为国产大飞机环境控制系统的研制提供良好的技术储备。      

温度循环试验箱的温度控制系统

简述了一种实现高变温率温度控制的基本原理。着重介绍了以微机为核心的实现高变温率温度控制的硬件组成、软件的设计方法和现实可行的系统抗干扰措施。     

固体火箭复合推进剂摩擦感度测试技术研究

摩擦感度是测定固体推进剂危险性能的重要指标之一。它直接关系到推进剂研制、生产、运输和使用过程的安全。 我国现用的测试设备是WM-1型摆式摩擦仪(即苏联的K-44-Ⅲ型)。     

浅析多雷达传送网中的信号引接技术

近年来，雷达组网技术得到了迅猛发展。针对雷达数据传输过程中可能会出现的技术问题，文中结合工程实施经验，分析了雷达信号的引接技术，最后提出了现阶段雷达传送网中组网的可行方法。     

火箭发动机两级反转小涡轮的设计与试验

本文叙述了反转式小涡轮泵系统的气动设计和台架试验评估。这种涡轮所代表的技术应用于一台先进的上面级火箭发动机涡轮泵中、这台发动机采用氢氧膨胀循环并通过高效燃烧、高燃烧压力、高喷管膨胀面积比获得高性能指标、发动机性能指标要求涡轮泵的驱动涡轮能在低燃气流率条件下获得高效率。小流率导致叶型的直径、高度及弦长都很小,因此高效和小尺寸的要求对涡轮设计提出了一个具有挑战性的问题。本文叙述用一种非常规的方法来迎接这一挑战,并详细叙述了设计程序以及由此产生的叶型构型、本文对分析一级或二级结构形式以及无二级静叶结构形式的全尺寸气动性能计算方法和结果作了介绍,这项成果的全部结果表明;先进的气动设计工具和硬件生产技术为制造先进火箭发动机的小型高性能涡轮提供了可靠的基础。