富氧预燃室高压缩尺试验研究

为满足液氧／煤油发动机推力大范围变化和预燃室要在大范围工况条件下工作的要求，采用带缩进长度和二次喷注的双组元离心式喷注单元，对富氧预燃室进行了高压缩尺试验研究。头部二次喷注孔为矩形和圆形、身部4种不同长度的6台试验件的试验结果表明，缩尺试验的最好温度均匀性≤50℃，燃气平均停留时间为10ms左右，矩形和圆形喷注方案的缩进室混合比分别小于20和24时可以避免产生低频不稳定燃烧。所得结论可用于液氧／煤油发动机的研制，并对新型发动机的研制具有一定的借鉴作用。     

基于N-S方程的地面效应模拟

模拟了低速情况下二维翼型的地面效应问题，其中翼面流动利用一种改进的、基于不可压N－S方程的离散涡方法来模拟，地面模拟则利用一系列连续分布的涡板块来实现。利用上述模型研究了地面对翼型表面流动和压力分布的影响，并对有地面存在条件下的尾涡发展规律进行了讨论。计算结果表明，该方法能够有效地模拟低速情况下翼型的近地面流动，具有一定的工程应用价值。     

模型辨识在飞行模拟逼真度方面的应用

介绍了模拟器气动力模型的辨识方法，首先对试飞数据进行预处理，然后采用逐步回归法对气动力模型结构进行了辨识，并对模型的参数进行了优化。某型飞机纵向倍脉冲平尾和横向倍脉冲副翼响应的优化算例结果表明，所提出的方法是可行的。     

变轨发动机组辐射传热地面模拟试验

采用电加热器和水冷真空舱近似模拟发动机内外的高温燃气和低温真空环境，以敷辐射涂层的不锈钢代替铌合金，在地面进行了飞船变轨发动机组缩比试验件的高温辐射模拟试验。结果表明：中部温度为900℃，喷口温度为250℃的试验工况下，四机并联工作引起的最大周向温差在中亿部和喷口分别约为21℃和150℃，两机工况时周向温度不均匀性不及四机严重，喉部温差基本可忽略。     

新型非壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究

建立了一种新型非壅塞燃气发生器固体火箭冲压发动机系统。一系列直连式实验证实,验证的镁铝中能贫氧推进剂在低压（≥０．５ＭＰａ）范围内可以稳定燃烧,燃气发生器的工作压强可以随冲压补燃室压强的改变而变化,因此贫氧推进剂燃速随之进行自适应调节,最终达到富燃烧气流量自主调节的目的。     

用离子束辅助沉积(IBAD)工艺制备TiCxNy膜的研究

用离子束辅助沉积（ＩＢＡＤ）工艺在９Ｃｒ１８、ＧＣｒ１５钢基体上形成了ＴｉＣｘＮｙ膜。ＴＥＭ观察发现膜均呈多晶结构,都具有（１１１）、（２００）和（２２０）择优取向。ＡＥＳ和ＸＰＳ分析进一步证实,ＴｉＣｘＮｙ膜呈含氧配置。干摩擦表明膜的抗氧化性能优良,其存在能有效抑制基体在摩擦过程中氧化膜的形成。又由于膜的硬度高,润滑性良好,每种基体的磨损特性都得到了显著地改善。但随着基体不同,膜的力学机械性能随     

空间用聚四氟乙烯材料的原子氧、温度、紫外辐射效应的试验研究

在 IFM原子氧剥蚀效应地面模拟设备中对空间常用材料聚四氟乙烯进行了原子氧剥蚀效应试验,试样温度升高对原子氧效应的影响以及原子氧与紫外辐射复合效应试验,对试验前后试样的质量及表面形貌进行了比较,得出了材料在设备中的反应特点以及温度升高、紫外辐射对材料的原子氧效应的影响规律。对原子氧与材料的反应机理也做了相应的分析。同时还测量比较了原子氧暴露试验前后、原子氧与紫外辐射复合作用前后试样的反射率、透射率等光学性质。     

用于推动压电驱动器的PP4—100型高压功率放大器

压电驱动器在未来航空、航天结构上广泛应用的主要障碍之一是推动压电驱动器工作的低效率驱动设备和发热问题。因此，基于现阶段振动与结构声主动控制研究工作的需求和用作驱动器的压电材料PZT的逆压电效应特性，对“PP4－100型高电压功率放大器的研制工作进行了简要总结，给出了研制思路，P4-100型高电压功率放大器的性能参数和使用说明书（参见附录）。     

某型发动机电子调节器检测系统研制

介绍了某型发动机电子调节器检测设备的工作原理，并详细地说明了该检测系统的结构及其主要设备。     

民用飞机发动机灭火系统地面试验技术研究

确保民用飞机的高安全性,是民机设计的一个重要目标。发动机火区的防火、灭火功能尤其重要。根据适航条款的要求,提出一种适用于民用飞机发动机灭火系统地面试验室试验的方法。该方法采用一种微压差式灭火剂浓度测试系统,在模拟真实发动机内外形和舱内流场的发动机灭火性能验证试验台上进行试验。该试验同时模拟机上最严苛的试验环境,验证最严苛试验工况下发动机灭火试验的灭火剂扩散情况。该试验采用高精度传感器测试试验参数,记录试验数据,并按FAA条款比对试验结果。通过地面试验室试验验证,该试验方法能有效、准确的实现发动机灭火系统地面试验室试验目标。该试验结果能为机上试验提供试验经验,为机上喷嘴构型更改、灭火管网布设提供重要参考依据。