发动机自动测试系统的虚拟仪器技术

从航空发动机测试仪器的角度出发，对发动机测量仪器的发展及趋势进行了探讨，论述了虚拟仪器的概念、发展、体系结构，阐述了虚假仪器的构建技术及航空发动机自动测试系统中的应用前景。     

液氧－煤油火箭发动机的燃烧不稳定性问题

介绍了美国Ｆ－１发动机和俄国ＲＤ－０１１０发动机的燃烧不稳定现象和解决办法，它们基本上概括了液氧－煤油火箭发动机研制中遇到的燃烧不稳定性问题。     

高超侧压式进气道参数分析及试验研究

分析了高超侧压式进气过第一、二溢流窗的溢流角随后掠角的变化规律，分析了溢流窗气流与主流相互作用而形成一道脱体曲面激波的原因，设计了侧压角为６°，后掠角３０°的直前缘及圆弧前缘两套高超侧压式进气道，在Ｍ５．３风洞中利用风洞壁面自然发展的附面层进行非均匀来流下进气道起动性能及总体性能试验，试验发现大量附面层吸入不仅对起动性能有重大影响，而且对总压恢复影响也极大。     

高空火箭发动机羽流特性的计算机预估

根据真空膨胀模型，均匀激波层理论以及牛顿薄激波层理论建立了一种气体向真空膨胀的简单分析模型。给出了近似解，并编制了计算机程序。该程序可用于预估高度在１００ｋｍ到２０００ｋｍ范围内的火箭羽流的边界，羽流核心区的速度以及密度分布和羽流的特征参数。计算结果与同类文献的可比结果比较基本一致。     

影响液体火箭发动机涡轮效率的某些因素分析

分析了液体火箭发动机中所用涡轮的各种损失因素,并建立了相应的数学模型,给出了计算方法。对于喷嘴中的二相流损失,采用龙格-库塔法求解一维定常全耦合的二相流控制方程。用迭代的方法进行冲击式涡轮及有小反力度的涡轮的设计计算,以使设计出的涡轮参数与效率相统一。通过对计算路径的控制,使得本方法和程序能同时用于冲击式涡轮及有小反力度的涡轮的设计计算;在计算结果中,还着重对二相流损失对涡轮效率的影响进行了分析。     

航空发动机先进控制概念和高稳定性发动机控制系统研制

简要介绍了近年来航空发动机控制概念和设计思想的发展趋势，着重分析说明了高稳定性发动机控制技术，高稳定性发动机控制技术的特点是将控制的重点放在单个部件上，通过减小部件稳定裕度要求或扩大部件稳定性工作范围来提高部件的性能并实现系统收益。习行试验结果表明，这种控制方法可以较精确地估算和适应发动机进气道畸变并进行实时控制，降低了对设计失速裕度的要求，提高了发动机性能和稳定性。     

冲压发动机燃烧稳定性及瞬态压力测量结果分析

本文针对冲压发动机地面试验中存在的不稳定工作现象进行了分析,并对燃烧室压力测量系统特性进行了计算,以判断所得测量结果的真实性.根据冲压发动机的使用特点,文中还提出了燃烧稳定性要求.     

液体火箭发动机基于关系模型的故障诊断方法

提出了一种新的描述液体火箭发动机系统的定性模型，阐述了系统部件行为模型和结构模型的构建方法，给出了求解基于关系模型诊断问题的推理机制，建立了液体火箭发动机基于关系模型的故障诊断方法。以空间推进系统为研究对象进行了实例诊断分析，结果表明：该方法是一种有效的基于定性模型故障诊断方法。     

一种新型的固体火箭发动机体外点火器

为了提高固体发动机工作可靠性，增加装药质量，同时实现二级点火和级间分离，应用体外点火器是一种成功的方法。本文给出了此种点火器的设计方法，其设计特点为：点火器装于喷喉之后，喷焰长度由经验公式预估，装药设计和内弹道计算一并完成，实践证明本文提供的方法能满足工程设计需要。     

网格分区构筑中区域边界的隐式处理方法

介绍一种网格分区构筑中区域边界的隐式处理方法──ADMZI法。该方法具有简单实用、数据结构灵活等特点,特别适合于区域边界难以确定的情况。将该方法应用于多级火箭级间分离时的流场物理域网格构筑,结果证明是成功的。