简介：本文讨论了推力为222.4kN、上面级膨胀循环发动机先进的膨胀燃烧室的设计和研制。由Pratt-Whitney液体空间推进公司完成研制任务,任务来源于美国空军研究实验室(AFRL)的合同要求,用于支持综合高收益火箭技术(IHPRPT)项目。先进的膨胀燃烧室的设计,可以增强冷却剂的换热效果,改善系统的推重比,增加比冲,提高可靠性。这些好处将通过设计、研制、高热流试验以及小型推力室在膨胀循环下承载9.51MPa室压的能力而得以完成和验证。

简介：~~

简介：分析了单纯形优化理论，应用单纯形法对结构强度试验控制参数优化技术进行了应用研究，对结构强度试验仿真的控制参数优化问题具有一定的参考价值。

简介：论述了发动机试验工艺系统多余物产生机理、多余物控制的基本要求，提出了一种基于VFW技术建立的便携式简易内窥镜多余物图像检测系统。主要对软件设计思路进行了论述，并详细介绍了该系统在现有试车台工艺系统多余物控制中的应用，该技术的应用实现了多余检测过程的数字化管理，提高了试验系统单元部件多余物检测效率。并使检测手段便捷化。

简介：扫描测量功能是三坐标测量机一项重要功能，扫描测量方法效率高可以反映出零件表面自由形状的细部特征。因此，就该功能开发适合发动机复杂型面零件测量的数控测量方案，解决复杂空间自由曲面（线）精密测量问题进行了论述。介绍了如何识别不同的扫描数据格式，对扫描数据根据生产实践需要进行旋转、镜像及平移等处理，并将其转换为CAD曲线或曲面．以便进一步进行数据分析或建立三维模型进行加工。

简介：介绍了低温阀在国内外液体火箭发动机试验中的应用情况,分析了我国低温阀在航天领域的研究现状,提出了低温阀的研究方向.

简介：从满足未来战斗机需求出发，将TRIZ创新理论及其解题工具引入到高推重比发动机方案创新设计中。针对高推重比发动机发展中的两个重要问题进行技术矛盾分析，由矛盾矩阵得到相应的矛盾解决原理（No．1分割原理和No．15动态特性原理），创造性地构建出可变涵道核心机驱动风扇的涡扇发动机概念方案，满足了未来高推重比涡扇发动机宽包线、长航时的技术特征要求。

简介：介绍了纳米技术在液体火箭发动机的应用现状,对今后纳米技术在液体火箭发动机的应用前景和效果作了初步探讨.重点叙述了我国自行研制的液氧/煤油高压补燃发动机上采用的纳米技术及一些工艺方法,同时将它们的试验情况作了对比分析.提出了今后在液体火箭发动机中采用纳米技术的设想和建议.

简介：本文从理论上推导了叶片同步共振分析算法，并利用开发的叶尖定时测振系统在某模拟试验件上完成叶片同步共振测量试验．所得结果与理论分析一致，验证了算法的可行性。

简介：受附面层和二次流的影响,涡轮导向器出口流场呈现三维特性,需使用五孔探针进行测量。本文参考相关资料,发展了一种适用范围较广的五孔探针数据处理方法,并编制了计算程序。经验证,该程序对马赫数计算的不确定度不大于1.5%,气流角计算的不确定度不大于0.5°,精度满足工程需要。将其用于某导向器出口流场测量,取得了较好的效果。

简介：空间转移飞行器和其它动力及推进系统都需要长寿命的涡轮泵,现在涡轮泵中所使用的滚动轴承无法提供足够的寿命来满足这些应用。在许多高速透平机械应用中,流体箔轴承在较宽的温度和工质范围内,表现出了长寿命和高可靠性的优点。然而在低温工质中,有关箔轴承性能的现有数据还非常少。美国的国家航空和航天管理局(NASA)以及AlliedSig-nal空间系统与装备公司(ASE)共同合作研究了片式柔性箔轴承在液氧和液氮中的性能。马歇尔空间飞行中心(MSFC)和ASE合作进行内部研究和发展计划,这项工作论证了箔轴承的最小承载量在液氧中是1.834兆帕,在液氮中是2.427兆帕。而且,还得出了箔轴承的直接阻尼系数为7×10~3到8.75×10~3牛·秒/米,为上面级发动机涡轮泵设计的箔轴承在液氮中的阻尼比是0.7到1.4。通过本次试验的结果以及在空气循环机械及其它应用中多年来的成功使用经验,美国准备用片式柔性箔轴承在液氧涡轮泵中进行试验。

简介：利用GEMCHIP程序的数值模拟方法.检验了燃料液膜冷却的双组元发动机边界层扰流块对燃烧性能的改善,以及性能的增益与扰流块几何形状的关系。改善燃烧的主要机理是在于强化了中心区和边界区火焰的燃烧。即处于中心区的燃料液滴的正常燃烧和被边界层扰流块迫使参与液膜冷却的燃料液滴向中心区转移而加强。另外,扰流块后的尾区里的一些氧化剂液滴.在富燃的近壁区开始了共轭燃烧。对于一种没有预先混合的双组元喷注器,在有扰流块的燃烧室中。氧化剂和燃料的燃烧效率所得到的增益,高达20～30％。为改善燃烧,对扰流块的三种结构方案进行了模拟实验,其中,裁面为三角形和矩形的扰流块结构在燃烧效率上比截面为半圆形的扰流块能获得更高的增益。对于预先混合型的喷注器(有很高的燃烧效率),燃烧效率的增益相当高,其总的燃烧效率达到0.99甚至更高。本文还讨论了将来的研究领域,涉及燃烧中的涡流问题。

简介：研究定常态恒温，变温热源热机循环性能，导出内可逆卡诺热机和布雷顿热机的最佳率，效率关系和最大功率及相应效率界限，并对这两种热机循环的最优性能进行了比较，理论分析表明，定常态流恒温热源循环，只有当工质的热容率趋于无穷大时，布雷顿循环才能达到卡诺循环的性能。数值计算显示，当布雷顿循环的工质热容率为高，低温侧换热器的热导率总量的1．5倍时，布雷顿循环的功率已为卡诺循环功率的99％以上。定常态流变温热源环在相同的边界条件和热效率下，布雷顿循环的功率可以高于卡诺循环功率，极限情况下前者是后者的两倍，对于变温热源条件，布雷顿循环主要受益于其工质与热源间的较佳的匹配，所得结果对热机工作参数和工质的最优选择有一定指导意义。

简介：通过减振器产品零件匹配研究，确定减振器成品重量控制优化方法，降低人工匹配的工作强度，提升控制效率和精度，为成品有重量控制要求的产品生产提供参考。

简介：通过引入有效应力集中系数修正Lemaitgre-plumtree疲劳模型，证明了在含微缺陷结构中缺口处的有效应力集中系数与疲劳极限存在的相关关系，即K1=α-1／α＇-［1］；建立了以有效应力集中系数为自变量的损伤变量D（K1）的表达式，阐述了其损伤力学性质；最后推导出有效应力集中系数与腐蚀影响系数间的关系表达式。

简介：随着卫星和其它空间飞行器质量的增加以及在轨时间的延长,要求整体式推进系统中的主推进器具有更高的性能。因此就有了为满足提高发动机比冲的要求而开发的改进性能的445N双组元液体火箭发动机ModelR-4D-14,通过鉴定已经证实了这种发动机的比冲为3161±20m/s及超过30000秒的使用寿命。通过使用由Ultramet开发的专利产品—化学气相沉积铱作内衬的铼燃烧室,该款发动机已经达到了较高的比冲性能,同时这种材料和一个下垂式分级燃烧室（预燃室）结合强化燃烧过程,消除在未反应燃烧产物与铱衬里之间的任何潜在的化学反应及腐蚀。445N高性能远地点液体火箭发动机（HPLAE）ModelR-4D-14通过飞行试验已经证明了用于休斯601HP及702卫星是合格的。另外一项研究将着手开发使用四氧化二氮、肼为推进剂的ModelR-4D-16HiPATTM发动机,通过测试已经证明这种发动机在混合比从0.7到1.3、推进剂在4℃～38℃及推力在310～560N的变化范围内具有3207.9m/s的比冲。

简介：CFM国际公司近期公布了关于下一代窄体客机发动机Leap—X项目的一些技术数据．包括降低16％的燃油消耗。为了减重，Leap—X发动机的风扇叶片边缘将采用钛合金，叶身将采用利用三维组合树脂转换浇铸法生成的复合材料。采用这种风扇叶片材料能够使叶片抵挡更强的冲击。

简介：主要介绍了网络化测试技术的基本概念，为满足新建立起落架落震试验室的要求，利用VXI／VEE虚拟仪器软件开发平台，研制开发了一套较为完整的网络化测试系统。实现了各测试设备统一管理，动态调配，既节省了测试成本，又实现了测量信息共享，有效提高了测试过程中的自动化、智能化程度。多次实际应用结果表明，该系统测控性能指标满足试验要求。

简介：提出将一氧化二氮作为一种应用于新型小卫星的推进剂.由于它所具有的独特性质,一氧化二氮能够用在冷气、单组元、双组元以及电阻加热式推力室上,从而涵盖了所有小卫星的推进系统。这种推进剂不需要增压系统,因此,在各种小卫星推进系统中使用一氧化二氮是大有好处的。为了展示一氧化二氮作为火箭推进剂所具有的优势,提出了利用可多次起动的单组元推力室进行催化分解的方案。为此,Surrey大学对一氧化二氮的催化分解进行了研究.本文给出了最新的研究成果。

简介：在发动机直连管试车台上，模拟一定的飞行高度和飞行速度条件，对某型涡扇发动机进行了累计10h以上的大推力状态寿命试车。采集了发动机性能参数和重要截面参数。对试验后的发动机进行分解，根据试验过程中发动机性能参数和重要截面参数变化情况，及发动机结构变化情况，总结出由于发动机部件性能老化引起的发动机总体性能下降规律。利用试车数据进行了故障诊断，验证了对发动机故障原因的分析，并给出了部件性能恶化量级，获得了对发动机工程实用具有指导意义的结论。