火箭发动机设计参数对喷管效率的影响

火箭发动机设计参数对喷管效率的影响德国航空航天研究院用ＪＡＮＮＦ二维动能程序的改型给出了大型Ｈ。／Ｏ。火箭发动机喷管的流动计算结果，对火箭喷管进行了各种计算以研究火箭发动机特征设计参数对喷管损失的影响。喷管损失的范畴可分成扩散、摩擦和动能几类。此外，...     

复合双基(CDB)推进剂在日本的兴起

改性双基推进剂(CMDB)的后起之秀——复合双基推进剂已在日本兴起,已由基础研究转入应用研究到准备生产和装备。目前准备装备在三种战术导弹上,明年还准备装备两种战术导弹。本文从主要数据、新的概念和日本特点等几个方面进行简述以期引起有关方面高度重视。     

“日蚀”的传说

对爱飞行的人来说,至少有两天是值得永远纪念的:第一次驾机飞上蓝天的那天和第一次驾驶喷气机的那天。以超过500千米/小时的速度在10千米以上的高空飞行,没有四冲程引擎的震动,没有桨叶的噪音,也没有扰人的氧气面罩。这样凌驾一切,自由驰骋高空的感觉,是所有热爱飞行人的梦想。但是,喷气机造价和运营维护成本一向高昂,不仅让私人飞行员望而却步,就连它的客舱也是豪富才可问津的地方。在众多的公务喷气机     

“尾刺”导弹推进系统

“尾刺”导弹推进系统由发射发动机和主发动机两部分组成。发射发动机壳体材料为300号马氏体时效钢。主发动机为单室双推力装药,壳体材料也为300号马氏体时效钢。主一级药柱直接浇铸在发动机壳体中(壳体由绝热材料进行热保护),主二级药柱自由装填形式,药柱中加有三根银絲。主装药都是加铝粉端羧基丁二烯固体复合推进剂。     

Shuttle-C主推进系统

Shuttlc-C是一种由航天飞机衍变而来的高运载能力、低成本运载系统,它能将45.4～68吨的有效载荷送入低地轨道。其主推进系统将采用两台或三台航天飞机主发动机,在许多方面与航天飞机的主推进系统有相似之处,并将保持航天飞机主推进系统的高可靠性。该系统的研制可利用已有的航天运输系统研制数据库,从而可大大降低研制成本。     

三组元液体火箭发动机系统方案研究

三组元发动机是实现单级入轨的一项关键性技术。虽然国外从70年代就开始研究双燃烧室的三组元发动机,但由于推力室结构过于复杂,至今尚无一台样机出现。这里提出的三组元发动机系统,建立在三组元喷嘴技术基础之上,充分继承了已有的液氢／液氧、液氧／煤油发动机的研制成果,是技术先进、性能高、可在短期内实现的液体火箭发动机。     

歼击机主起落架充气嘴处的应力测定研究

 歼击机在使用中发生主起落架外筒断裂事故,其中有的是在起落架外筒充气嘴的内螺纹处断裂。本文给出改型后起落架外筒充气嘴处的应力分布,提供起落架寿命估算和今后设计的依据,对改进后的起落架外筒进行了应力测定。     

主燃油泵调节器半程加速时间稳定性探讨

针对外场多次出现的某型发动机主燃油泵调节器半程加速工作时间不稳定的故障 ,根据延迟器工作原理对故障现象及产生机理进行了分析 ,并对影响因素进行了试验研究 ,提出了解决措施 ,有效地提高了主燃油泵调节器的工作可靠性。     

直升机主减滑油系统地面模拟试验温度控制系统的研制

本文介绍一种适用于直升机主减滑油系统地面模拟试验的温度控制系统,详细说明了该系统的设计思想、硬件组成和参数整定。通过该系统,可以将滑油快速加热,并且能够精确控制滑油温度。