撞击式喷注器液体火箭发动机燃烧不稳定性机理

本文对燃烧过程进行探索,而燃烧过程决定了液体火箭发动机的燃烧不稳定性.为了深入地阐明燃烧不稳定性机理,采用一种能够准确预测各种擅击式喷注器的推力室最可能维持的燃烧不稳定性振型的经验相关式,与特征时间分析法结合,形成一个燃烧稳定性的试验研究大纲.在初步研究结果的基础上,对撞击式喷注器射流的雾化特点进行广泛而深入的研究.在冷试中测量了液雾扇破碎长度、液滴尺寸分布以及雾化频率.观测到三种非常有意义的现象:雾化频率与稳定性相关式所预测的最可能发生的燃烧不稳定性的频率相似;随着平均液滴直径尺寸的增加,所预测的稳定燃烧的裕度相应增加;随着液滴尺寸分布的散布度的增加,所预测的稳定燃烧的裕度也相应增加.这些所观察到的现象与燃烧不稳定性理论相当一致,从而说明,周期性的雾化过程和高的能量释放密度是燃烧不稳定性机理中的两个关键因素.     

新六院 新动力 新起点 新跨越——我国组建航天液体动力“国家队”

7月22日，由原航天推进技术研究院、北京航天动力研究所、上海空间推进研究所、北京航天动力试验技术研究所整合组建的国内唯一的航天液体动力专业化设计、生产和试验研究院——航天推进技术研究院（科技集团公司新六院）在北京宣告成立。以此为标志，我国航天液体动力实现整合升级，该院成为国内唯一的航天液体动力专业研究院。     

先进反舰导弹ANL选用冲压发动机为动力

最近,法国宇航公司(Aerospatiale)公布了一种新的轻型反舰导弹ANL的情况.该导弹由法宇航公司与西德MBB公司合作研制,拟采用冲压发动机.法宇航公司建议用液体燃料冲压发动机,就像ASMP战术核导弹上用的液体冲压发动机那样,而MBB则建议用固体火箭-冲压发动机.     

氦气泄漏试验研究与应用

用氦气作飞行全程增压气体在我国尚属新的课题.根据型号要求进行的一系列氦气泄漏试验和使用特性研究表明,氦气的泄漏特性是可掌握的,而且普通的密封结构也能适应.对于常规推进剂火箭,其检漏方法亦不需特殊的仪器设备和手段;使用中可用空气代替氦气进行密性检查,同样能达到系统使用要求.采用全程氦气增压可减轻增压系统重量,使火箭运载能力提高1/9.     

推进剂贮箱出流与夹气

本文概述了贮箱出流夹气的四种基本情况,并根据自己试验研究工作中的观察和体会逐一分析了防止夹气的方法和难易程度,指出减少剩余量的方向和措施。供推进剂贮箱设计者参考。     

“心经”“妙法”铸金牌——航天推进技术研究院研制高质量火箭发动机纪实

神舟九号任务发动机的研制,是在充分继承已有成熟技术基础上进行的。开展可靠性增长设计和适应性改进,既要载人,又要交会对接,是一个需要运用合理科学的可靠性试验方法。经过改进-试验-再改进-再试验的反复过程,打造出质量过硬的高可靠性发动机,具有前所未有的极大难度。     

温度对液体中超声速度的影响

本文导出了超声波速度同液体压缩系数及密度关系，研究了压缩系数及密度与温度的关系，进而研究了温度对声速及声时的影响，用实验测量了不同的液体成份下的声时同温度的关系，从而提出了进行液体成份分析所必需的参量，对用超声波分析液体成份提供了理论依据，对提高产品质量及实现工业在线检测有一定的实用价值。     

Effects of Initial Stress and Internal Liquid on Flutter Analysis of Cylindrical Shell

为了研究预应力和液体对圆柱壳颤振的影响,采用杂交元方法,建立了圆柱壳的气动弹性方程.由Sanders薄壳理论和经典有限元理论,从壳的精确解推导节点位移函数人手,并由一阶活塞理论得到结构的气动阻尼矩阵和刚度矩阵,最终推导出考虑预应力和内部液体影响的圆柱壳的混合有限元公式和气动弹性方程.通过特征值法验证了此种有限元方法的正确性,并重点研究了预应力和内部注有液体对圆柱壳稳定性的影响.计算结果表明:预应力和液体对圆柱壳的颤振特性有显著的影响.     

南京禄口国际机场固体和液体废弃物处理技术报告

南京禄口国际机场建有航空垃圾处理站，使用的焚烧炉为国产YH-6SBT型，设计焚烧能力350～400千克／时，烟气出口温度≥850℃，烟气停留时间≥2秒。烟气经二次燃烧后，通过布袋除尘器后排放，烟气排放符合《生活垃圾焚烧污染控制标准》要求。     

北京首都国际机场T3航站楼综合管廊地基处理设计

一、工程概况 北京首都国际机场T3航站楼综合管廊位于T3航站楼的东、西两侧，并穿越T3航站楼中区场地。东侧管廊主要用于给水、消防、电缆、电信管线的地沟敷设，长度约3．1km；西侧管廊主要用于供冷、供热、给水、消防、电缆管线的地沟敷设，长度约2．8km。东、西两侧管廊均为地下现浇混凝土整体结构，基础为筏板基础，基底埋深约为-5．0m。东、西两侧综合管廊的分布情况如下：