用RTR技术确定SRM燃烧室凝相粒子加入边界条件

由于缺乏有效的实验手段, 目前的ＳＲＭ 颗粒轨道模型很不完善, 其中粒子的加入边界条件完全是建立在人为假设的基础上。针对这种情况, 发展了一种以实验为基础的确定凝相粒子加入边界条件的方法, 首先利用ＲＴＲ技术对实验发动机热试车条件下凝相粒子的运动进行实验研究, 通过图象处理技术获得粒子的运动轨迹, 然后采用轨道模型法计算实验条件下凝相粒子的运动轨迹, 通过轨迹反推法给出了粒子加入边界条件。     

固体火箭发动机专用ICT机械扫描系统

以成熟的组合精密镗床为本体, 研制了固体发动机专用ＩＣＴ机械扫描系统。采用４５０ ｋＶ Ｘ射线源, 设计了准直器系统、探测器系统、机械扫描系统（传动控制系统、夹具及同步台）, 实测证明扫描系统符合精度要求     

双燃式冲压发动机中超燃燃烧室冷态流场数值模拟

采用Ｍａｃ Ｃｏｒｍ ａｃｋ 矢通分裂格式, 求解雷诺平均的Ｎ－Ｓ方程组, 采用Ｂａｌｄｗ ｉｎ－Ｌｏ－ｍ ａｘ 代数湍流模型和混合长度模型, 模拟超燃燃烧室内两股平行超声速来流的冷态流场, 取得了与试验相一致的结果, 计算表明回流区和射流流动参数对超燃燃烧室流场内波系的变化有着较大的影响。     

应用人工神经网络技术对波音747—200型飞机发动机故障诊断研究

用人工神经网络技术,对波音７４７－２００型飞机的ＪＴ９Ｄ发动机的故障诊断进行了研究,并构成了诊断装置。该研究使用北京飞机维修工程有限公司提供的发动机性能监控数据央脱机后根据性能排队情况艇经验推定法,对发动机的一些常见故障和突发性故障进行了诊断。在诊断过程中,首先搜集发动机的故障状态数据,并对这些数据进行归纳选择,制成了诊断用的教师信号“故障模型”,通过神经网络系统对教师信号的学习,在一定范围内,对     

液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述

在大量文献研究的基础上,概括介绍了目前液体火箭发动机方面的典型实验室和典型实验及几种用于液体火箭发动机喷雾、燃烧和流动测量的先进仪器。为开展新一代液体火箭发动机的实验研究和设计提供参考。     

风对探空火箭飞行弹道影响的分析

本文导出探空火箭速度方向角(俯仰角)和方位角(偏航角)满足的一组微分方程,并在一些近似假定下分析了风对探空火箭飞行弹道的影响。     

边缘检测技术在火箭发动机实验诊断中的应用

对高速运动分析仪拍摄的Ｕ型燃气发生器固体装药燃烧和双组元液体喷嘴雾化图像进行了边缘检测图像分析,根据被分析实物边缘层次性较强的特点,在简单边缘检测的基础上采用自动门限、二次门限和最佳滤波的方法,获得了固体燃气发生器在燃烧过程中的内部结构、推进剂瞬态燃速、绝热隔板烧蚀率等参数,获得了双组元液体喷嘴的雾化角、粒子分布等特性。     

发烟机动力装置的试验研究

简要介绍了发烟机及其动力装置,研究并改进了ＷＱＪ－１型小型航空发动机,使之成为满足发烟要求的动力装置。确定了该发动机在新状态下的参数及结构,进行了发烟机的雾油发烟实验,得到了雾油发烟对发动机的影响及影响程度。实验结果表明：将ＷＱＪ－１型小发动机改为发烟机动力装置是可行的。对发烟机的型号研制和扩展小型航空发动机的使用范围有积极促进作用。     

液氧/煤油火箭发动机推力和混合比的非线性调整研究

对液体火箭发动机推力和混合比的大范围非线性调整,提出了分级迭代直接求解高维非线性方程组的计算方法,并对液氧／煤油补燃循环火箭发动机的典型调整方案进行了计算分析,得到了考虑作为冷却剂的燃料温升、主涡轮入口燃气温度、主涡轮泵转速、发动机真空比冲以及燃气发生器喷注器压降和主燃烧室喷注器压降约束下发动机推力和混合比的最大可调域。     

涡轮泵转子工作转速的模糊可靠性确定方法及其应用

针对涡轮泵转子共振失效的特点,分析了转子工作状态超界的隶属函数,详细讨论了隶属函数中有关参数的确定方法,建立了转子工作转速模糊可靠性计算模型,推导出工作转速的计算公式,并与常规的工作转速确定法进行了比较。