带药柱缠绕复合材料工艺研究

叙述了带药柱缠绕复合材料新工艺。该工艺把药柱、发动机前封头、后封头、包覆层和绝热层组装成组合芯模，然后缠成固本燃烧燃气生器。产品质量可靠，气密性试验，抽样常温点火试验以及姿控系统单试验合格率均为１００％。     

溅板型层板喷注单元流量及雾化特性实验研究

为了对液体火箭发动机新型喷注器进行研究，设计了一种结构、多组不同设计尺寸的溅板型层板喷注单元，以水为介质，利用Malvern激光粒度分析仪对溅板型层板喷注单元雾化特性进行了实验研究。分析了该种结构的不同特征长度、特征角度对喷注单元流量系数及雾化特性的影响，为该型溅板型层板喷注单元结构设计提供依据。     

用模型喷管模拟研究发动机组外向辐射传热

根据热辐射理论，分析空间发动机外向辐射会传热的基本特点，得出在地面用模型喷管－电热喷管缩比件模拟这一传热现象的必要条件为两者几何相似，壁面热流密度q以及表面黑度ε相等。可行性分析为地面模拟试验提供了科学的依据，其结论可用来指导试验。     

固体火箭发动机冲击响应分析中改进的Wilson－θ法

在Ｗｉｌｓｏｎ－θ法基础上引入参数γ，提出了修正的振动平衡方程和初始条件表达式。研究了新方法和稳定性和γ系数的取值范围，并以某些导弹的发动机壳体为算例和实验对象，验证了新方法的正确性在抑制超调现象方面有效性。     

远程火箭校正发动机柔性试车台振动特性分析

为了在地面试验中测量校正发动机的等效力，需要将柔性试车台调整为与火箭弹弹体具有相同的振动特性。根据解析表达式估算试车台系统的固有频率，调整配重、弹性和阻尼元件参数，使得试车台与弹体有相同的固有频率，然后用数值计算方法对试车台的时域响应特性进行分析，最终确定各个参数。采用这种方法可以一次将试车台调整到与火箭弹性具有尽可能一致的运动特性，测得弹性受到的等效力。该方法准确迅速，大大加快了试验进度，也为评估弹体对横向控制力的响应特性提供了一种直接的试验方法。     

脉动标量场的数值模拟

分析多元流体在湍流条件下的混合、传热或化学反应时需要考虑各组元的浓度、温度等标量参数的脉动.本文基于湍流模式理论,介绍标量参数的一种模化方法,并用该方法对流入静止环境的热射流进行了数值模拟.计算结果与实验数据进行了对比,表明该方法对算例条件下的温度场预测可以取得满意的结果.     

火箭排气特征研究进展

概要论述火箭排气特征的内涵及研究排气特征的重要意义,着重介绍和评述在理论预估与实验测量两方面的研究进展情况,指山了今后的研究方向。     

由空间火箭发动机地面试验结果换算真空参数的一种方法

本文介绍了一种由空间发动机地面试验结果换算真空参数的方法.该法的特点是由地面实测参数直接换算出真空性能参数,从而可节省大量真空模拟成本.该法经过某试验站GS-1高空模拟台试验结果的比较,证明可用.     

航空发动机承力系统抗变形能力评估

针对航空发动机承力系统的结构和力学特征,基于安全性设计要求,建立了整机承力系统抗变形能力的评估方法,分别从结构固有抗变形能力、稳态载荷下的抗变形能力以及瞬态冲击载荷下的抗变形能力3方面提出了当量刚度、间隙匹配系数、冲击放大系数3个评估参数.以典型高涵道比涡扇发动机承力系统为对象进行了抗变形能力评估.结果表明:以截面的等效刚度和承力系统最大等效刚度的比值作为结构当量刚度,以稳态载荷下整机系统各个截面的最小间隙与 最大间隙的比值作为间隙匹配系数和以瞬态冲击载荷与各个支点及安装节上支反力的最大峰值载荷的比值作为冲击放大系数,这3个参数均能较好地反映出整机承力结构的危险位置和极限载荷下的响应特征.最终的评估结果可以为承力系统结构方案设计和优化提供参考.      

碳纤维缠绕发动机壳体数字射线DR成像检测图像质量控制

对检测图像的空间分辨率、信噪比和对比度的影响因素进行了研究。采用不同的工艺参数对碳纤维缠绕发动机壳体进行了数字射线DR成像检测试验。试验结果表明,当其他检测参数不变时,焦点尺寸和放大倍数对图像的空间分辨率影响较大;管电压、管电流和单帧积分时间对图像的信噪比有影响;管电压和管电流对图像的对比度均具有一定影响。