固体火箭发动机多分力测量方法简介

简述了固体火箭发动机卧式、立式多分力测量方法的基本原理,并给出了测量装置的组成及有关计算公式.经过长期实践,得出了卧式或立式多分力测量选择的一般原则.     

固化发动机推力调节涡流阀方案实验研究

从实验角度探讨了不同控制气流对推力调节固体火箭发动机燃烧室压强的影响。就燃气发生器方案、氮气和空气控制气体方案进行了研究，获得了一些有价值的结论：高温控制气流比低温控制气流调节效果显著；当采用空气作控制气流时，能有效地进行补燃，释放大量能量，因此调节效果显著。     

月球软着陆下降轨迹与制导律优化设计研究

对月球软着陆全过程三阶段下降轨迹和制导律进行了优化设计研究,结合工程实际给出了月球软着陆飞行轨迹初步方案。制动段基于均匀球体三维动力学模型,获得一种燃料次优解析制导律;该制导律通过单步优化得到了推力角控制量的解析形式,并在推力角中引入前馈项用以消除近月点初始偏差。接近段采用平面月球模型,利用重力转弯技术,得到了解析形式的最优开关制导律。着陆段以安全性为首要目标,基于垂直降落模型,采用程序控制策略,研究了等效连续变推力制导方法。最后,分别对三阶段下降轨迹和制导律进行了算例分析,给出了软着陆全过程飞行参数变化曲线。结果表明,软着陆下降轨迹和制导律方案的设计和优化是可行的。     

侧向喷流的一种负效应

本文在实验基础上，指出了侧向喷流与主流在相互作用中存在的负效应现象。负效应是由于喷流柱的堵塞效应，使得主流的喷流柱下游形成了一个低压区，该低压区贡献了一种与喷流推力相反的作用。负效应的存在严重影响了喷流作用效率，本文就削弱负效应现象对喷口设置提出了一个技术构想。     

涡轮风扇发动机减推力起飞必要性分析

减推力起飞(也称灵活推力起飞)是目前大型、重型民航飞机较为常见的起飞方式。在飞行条件允许的情况下，采用减推力起飞可降低航空公司的运行成本，大大提高发动机使用寿命，有效降低发动机空中停车率，对确保飞行安全具有重要意义。     

法俄合作研制的SM146发动机

SM 14 6发动机是法国SNECMA公司和俄罗斯NPO土星公司合作开发的俄罗斯新一代支线飞机 (RRJ)发动机。该项目是俄罗斯航空发动机界的第一个国际合作项目 ,SNECMA公司负责核心机、控制系统 (FADEC)和发动机一体化的设计、加工、保障和服务 ,NPO土星公司负责低压部件、控制系统和附件的设计、加工、保障和服务。　　SM 14 6发动机是为 5 0～ 90座的支线飞机设计的发动机 ,推力范围为 6 0 .0 5～ 77.84kN。该发动机的核心机采用SNECMA公司研制的结构、材料和热动力循环都很适合支线飞机的DEM 2 1核心机。 6级高压比高压压气机的…     

飞行过载及安装间隙对主安装节推力测量的影响

为了研究飞行过载和推力销安装间隙对推力测量结果的影响，根据安装节推力测量原理开展一系列推力校准试验，获 得了不同过载和安装间隙下的推力校准方程。通过结果分析得出飞行过载和安装间隙对推力测量结果的影响关系和解决措施。结 果表明：当飞行过载不超过2g 时，安装间隙为4～6 mm，且在发动机慢车以上状态时，可以忽略飞行过载和推力销安装间隙的影 响；当飞行过载超过2g 时，需要根据实际的过载系数和安装间隙对主安装节推力进行修正，以获得更高精度的推力测量结果。     

喷液式固体火箭发动机的稳定性

提出了一种喷液式推力大小可控的固体火箭发动机方案。对反馈控制系统的各个环节建立了运动方程,进而求得时变非线性系统在平衡点的常系数拟线性控制方程,并确定了系统的平衡稳定边界方程和稳定准则。分析指出,喷液式推力可控固体发动机和普通固体发动机在稳定性上有本质差别。小推力工况下发动机工作初期稳定性最差。喷注比或燃烧室自由容积越大,稳定性越好,压强指数在中n和高n值时有利于稳定。     

引射喷管的气动性能和传热计算

对某型飞机引射喷管装三种机尾罩时的推力性能和机尾罩温度进行了计算，主流和次流的特性分别用特征线法和一维方法计算，为了计算机尾罩的温度，建立了一种简化的一维模型，计算结果与试飞实测数据吻合良好，引射喷管装三种机尾罩的比较表明：切短的机尾罩可以在推力下降不太多的同时改善机尾罩温度。     

小卫星三轴稳定模式下的有限推力轨道转移

由搭载方式发射的小卫星,通常需要变轨才能进入自己的工作轨道。这种变轨一般由小推力发动机执行,传统的冲量变轨方法存在较大局限性。文章研究了在小推力作用下,小卫星由椭圆停泊轨道进入共面圆工作轨道的点火信息求解方法;给出对地定向三轴稳定模式下和俯仰角偏置三轴稳定模式下的变轨控制仿真结果;提供了对任务设计有参考价值的结论。