利用锥形内孔装药发动机和燃速辨识方法确定推进剂的基本燃速

通过锥形内初装药发动机试验的压力-时间曲线,利用燃速辨识方法获得了高低两个压强范围装药的基本燃速表达式,比较了考虑c~*、k随燃烧室压强P变化和不考虑其变化所得的基本燃速表达式及其对内弹道予示的影响.结果证明,用本方法获得的燃速比燃速仪获得的燃速高5～8%,预示的内弹道曲线也与发动机实测曲线基本吻合.     

吸气式组合发动机进口转换阀门通用特性的计算

讨论了转换阀门的特性通用表达式。采用了工程实际上可以接受的无粘流动模型以及气体流过阀门时产生的各种损失,气体流过阀门时的落后角的模型。考虑了在片状阀门流通通道内气流的临界堵塞流动的模型与计算方法,以便能作改变阀门开度时的变几何阀门的性能计算。     

变推力发动机电液伺服阀振动问题分析与计算

变推力发动机的电液伺服阀在试车时曾出现过剧烈振动,造成推力比下降.经分析,我们认为,电液伺服阀的振动是由瞬态液动力诱发的负阻尼引起的.当时,阀就振动,当时,阀就不振.我们从结构上采取措施,使保证了阀的稳定性,在这个条件下,电液伺服阀在试车中,未出现振动.     

水下爆轰燃气泡形态与激波传播过程研究*(爆震专刊)

针对脉冲爆轰发动机在水下工作过程中形成的燃气射流问题,搭建了水下爆轰燃气实验系统,研究了第一个爆轰循环在水下的燃气泡发展变化过程。建立了基于气液两相双流体模型的脉冲爆轰发动机水下喷射模型,采用时-空守恒元和求解元方法,模拟了爆轰波退化为激波在水中的传播及衰减过程。研究结果表明：燃气泡前期受外界水环境阻滞作用呈现“豌豆状”形态,充分发展阶段气液交界面逐渐失稳,在达到最大尺寸后开始收缩并在中心轴线位置出现凸出的射流；水下爆轰燃气射流发展过程中同时存在脱离燃气泡的水中前导激波和管口燃气泡内的高压区两部分,水中前导激波在传播过程中压力迅速衰减至常压量级,而管口燃气泡内则一直保持较高压力；中心轴线区域气液交界面处反射激波的回传使管口附近出现回击现象,并导致前导激波波阵面上压力峰值逐渐出现在30°方向上。     

直连式冲压喷气发动机试车台扩大试验范围的一种方法

用“离心式喷嘴加工误差造成量偏差”的经验公式改造试车台加热器喷嘴,提高试车台加热能力,并对空气流量加大后的稳定段作用是否受影响及测量段的压力和温度场变化进行分析,扩大了试车台试验范围,满足了冲压喷气发动机的试验要求。     

基于小波分析和信息融合的航空发动机转子早期裂纹故障诊断

针对发动机转子早期裂纹难以检测的特点,建立发动机转子早期裂纹扩展模型,提出了对裂纹振动信号进行小波分析和信息融合的方法对转子早期裂纹进行检测。最后,以转子系统为对象进行实验研究,结果表明,此方法能够有效地提取转子早期裂纹故障特征并能对故障进行准确识别。     

美国电弧加热发动机的研究计划

简述了美国（主要是国家航宇局和空军）４０年来电弧加热发动机的研究和发展计划。重点是小功率（千瓦级）和中功率（３０ｋＷ）发动机的研制和应用。     

喷管喉部型面对发动机效率的影响

采用轴对称无粘流动模型，计算固体火箭发动机喷管喉部上，下游曲率半径和圆柱长度对发动机比冲，喉部流量和推力效率的影响，经与实验数据比较，证明该方法可行。研究结果得出喷管喉部型面应是具一定大小的上，下游曲率半径，并有一较短的圆柱段。文中提供的喉部型面参数的一般取值范围可供设计参考。     

氧化剂粒度对复合固体推进剂侵蚀燃烧的影响

本文阐述了利用透明窗发动机——高速摄影装置研究氧化剂粒度对复合固体推进剂侵蚀燃烧影响的方法。对基本配方相同,只是氧化剂粒度不同的三种复合固体推进剂进行了实验研究。经过测试、分析和计算,得出了不同氧化剂粒度推进剂的侵蚀效应对气流速度和压力的关系式,进而得出了氧化剂粒度的大小对复合固体推进剂侵蚀效应的影响关系。     

"神舟"号载人飞船推进分系统的研制

根据"神舟"号载人飞船的任务要求,研制了推进分系统的3个子系统,并说明了各子系统的主要技术性能,以及采用的安全性和可靠性措施。介绍了一些关键技术的研制情况。数次飞行试验结果表明,所设计的推进分系统性能完全满足载人航天工程的要求。