简介：基于轴流压气机逐级过失速特性和燃烧室特性，建立了带主燃烧室的多级轴流压气机过失速的分析模型。发展了分析轴流压气机过失速响应的动态滞后方法，确定了压气机过失速响应的统一时间常数。并将该模型应用到国内某型发动机的过失速行为的分析，得到了合理的定性理论结果。

简介：研究了远地点发动机(N2O4/MMH)的推力室工作过程,考虑了自燃推进剂的雾化、蒸发以及化学反应流动过程,采用交错网格系统的SIMPLE算法,得到了不同边区冷却流量对推力室的内流场和燃烧效率的影响结果,数值计算的结果与理论分析相符合,为推力室工作过程的稳定性分析提供了重要参考.

简介：传统发动机加力燃烧室都采用V型火焰稳定器组织燃烧，自加力出现到第三代发动机，该方案一直得到了广泛应用。随着新一代歼击机性能指标的提高，发动机加力燃烧室需要新的突破才能满足更高推重比的要求。本文介绍了第三代、第四代发动机加力燃烧室的结构方案，并根据新一代加力燃烧室一体化设计思想，介绍了新颖加力燃烧室的结构方案。

简介：为了准确预估液体火箭发动机推力室喉部结构的热疲劳寿命,采用热-力耦合方法对推力室喉部结构在整个循环加载过程中的变形进行数值模拟。以最危险的温度最高和变形最大处为考察点,在多次循环载荷下,综合运用循环疲劳和准静态疲劳理论,对数值计算结果进行分析,预估了结构的热疲劳寿命。研究表明:单次循环下,喉部结构寿命预估值最小,偏保守和安全,因而推荐工程设计和工程应用最优先参考。

简介：在建立液体火箭发动机动力学模型、推力室冷却夹套隔片结构模型和材料损伤模型的基础上,利用模糊逻辑推理知识设计了模糊推理机,构建了模糊减损控制系统这一有机整体.通过仿真计算,在火箭发动机工作100s期间,推力室喷管冷却夹套隔片有一定变形的情况下,研究了其损伤演化过程及损伤分布.

简介：对压力雾化喷嘴的环管燃烧室，在不同进气参数下进行了模拟高空状态的点火试验研究，并对试验结果进行了数理统计分析。

简介：实验室由涡轮叶片外流换热及气膜冷却试验室、叶片内流换热试验室、跨声速涡轮叶片传热试验室及测温测压组件加工及标定室组成，主要从事航空宇航推进器高温部件传热与冷却技术研究。与英国R-R公司和牛津大学签订了《气动与传热大学技术伙伴》协定，建立了长期稳定的合作研究机制。

简介：铌铪合金具有较高的高温强度，是轨姿控液体火箭发动机推力室身部的主要结构材料，但在工作环境中易发生氧化“粉化”，必须在合金表面涂覆高温抗氧化涂层。本文主要研究了硅化物涂层对铌铪合金热防护行为，包括涂层的成型过程、高温抗氧化行为及高温抗热震行为等。试验结果为：涂层在1700℃下的氧化寿命7h，1400～800℃的空冷热震循环次数4700次，表面粗糙度30-60μm。并对铌铪合金推力室身部涂层热试车情况进行了详细分析研究，对涂层在富氧高温燃气冲刷作用下的工作机理进行研究分析，总结了硅化物涂层的热防护机理，研究的新型硅化物涂层在高温条件下具有较好的性能。

简介：航天飞机轨道飞行器RCS主推力室采用先导式阀(POVs)来控制推进剂的流量。由于先导式阀有些固有的缺陷,因此新研制了直动式阀(DAVs)(参考文献1和2)。根据在所规定的使用条件下无泄漏的密封性、防金属硝酸盐的污染、不受供应管路压力波动的影响、具有足够的结构强度和循环寿命、以及与先导式阀互换性的初步要求提出了各项设计改进。考虑上述各项改进、设计、制造和试验了验证组件。验证组件的试验内容包括振动、响应特性和循环寿命,同时对阀门中装配的关键组件波纹管也进行了寿命试验。本文介绍了设计改进的细节,同时提供了相应的试验数据。

简介：本文采用装有小流量双径向扰流器混合杯式喷雾装置的二元矩形试验燃烧室，在常压及进口空气不加温条件下工作燃烧试验，研究了不同的双扰喷雾装置对燃烧室的出口温度分布质量的影响。试验经果表明：正确设计的双扰喷雾装置将明显改善燃烧室出口温度分布质量。这对我国新型航空发动机燃烧室的研制以及三大部件中短环形燃烧室的研制都有直接的现实意义。

简介：介绍了过氧化氢和煤油双组元推进剂采用火药进行点火试验的系统设计方案并对试验数据及录像进行了分析,结果表明该试验系统能满足设计要求.

简介：本文联合应用S2流面正问题计算和多级局部优化设计对某三级涡轮进行多级气动优化设计。优化联合采用人工神经网络和遗传算法。流场计算采用全三维粘性流N—S方程求解，计算网格采用H—O-H型网格，即入口段、出口段采用H型网格．叶片区域采用O型网格。通过优化，总效率提高1．1％，总体性能提高，达到设计要求。

简介：气候环境试验室飞机平台上的发动机开车试验是在不同环境因素下，对发动机及其协同工作的各子系统的环境适应性进行的全面考核。为了保证发动机开车试验的顺利实施，实验室的宅气补偿系统与尾气排放系统必须满足发动机开车试验的用气和尾气排放需求，以保证试验持续、安全、有效的进行。本文对发动机开车空气补偿系统和尾气排放系统的组成及工作原理进行分析，给出各系统的性能要求，并对尾气排放系统中拟采用的降温、降噪方式提出建议，为系统详细设计提供技术支持。

简介：发展船用和工业用燃气轮机，是一项高科技系统工程，本文回顾了用WS9航机研制WS9G2船用燃气发生器的过程，对研制的经验教训提出了自己的认识，指出了大力协同，结合航机，综合开发，多方集资，相互促进，开发好燃机产品的途径，可供今后的燃机开发工作参考。

简介：试车台排气噪声强,达标治理难度大.把研制的内插管扩张室消声器应用到试车台排气塔上,具有降噪效果显著、性能稳定、流阻小、耐温性好、不产生二次污染和造价低的优点.现已建成8座内插管扩张室消声装置,其中A109排气塔顶最高噪声级为77dB(A),总的降噪能力在70dB以上,为国内大型发动机试车台的消声工程全面达到工业噪声控制和环保标准提供了实例.

简介：在实验室条件下，采用热电偶和红外测温仪同时对不锈钢和带辐射涂层的铌合金表面的温度及燃气温度进行测量，应用温度测量值来修正材料表面的黑度值及燃气的黑度值．利用黑度测量结果对某发动机试车时的温度场进行了测量．并与燃气的理论计算黑度值进行了对比。试验结果表明，这种方法对铌合金材料的壁温测量结果比较准确，而对不锈钢材料壁温测量结果准确度不是很理想。红外测温技术对燃气的温度测量结果与计算结果比较接近。

简介：采用数值计算方法对氧化亚氮/丙烷（N2O/C3H8）发动机样机气液同轴离心式喷嘴的喷雾性能进行了研究,得到了环缝外喷嘴气相喷注压降和内喷嘴缩进深度对离心式喷嘴喷雾流场的影响.分析结果表明,较低的气相喷注压降（＜0.3MPa）会显著的影响液滴在流场中的蒸发速率以及流场流强、混合比、索太尔平均直径（SMD）和n值的分布;气相喷注压降从0.3MPa增加至0.6MPa,稳定喷雾流场液滴SMD和n值分别在2.41～1.68,2.03～0.98范围内变化并逐渐减小.内喷嘴缩进深度从0mm增加至6mm,稳定喷雾流场液滴的SMD和n值受其影响较小,均分别在1.70～0.94,2.36～0.99范围内波动.喷嘴的最佳燃烧区主要分布在下游轴向位置0.015～0.035m范围内并随着气相喷注压降的升高和内喷嘴缩进深度的增大逐渐靠近喷嘴出口.该设计喷嘴在发动机热试实验中表现出很好的性能.

简介：就COMPASS软件在型号应用中用户关心的几个方面的问题进行了探讨，分别讨论了COMPASS在处理实际有限元模型时在前后置处理、分析计算和优化模块中的发展潜力，并与同类型国内外具有代表性的软件进行比较，就一些问题给出了建议和可能的发展。

简介：介绍了火箭发动机排气中烟尘的氧化模型,应用两种方法一简单重叠法和全耦合法将该模型嵌入到气体动力程序中,通过一个实际算例对两种方法进行比较,并就初始参数对计算结果的影响进行了分析。

简介：结构热试验是为了解决飞行器在高速飞行时出现的“热障”问题而发展起来的地面模拟试验技术，通过模拟飞行器在飞行中的热环境和气动载荷来检验其对飞行器结构的影响。针对结构热试验中的几种加载方式进行了探讨，并在头锥热载联合试验及仪器舱热在联合试验中进行应用。