简介：介绍了短环燃烧室流量分配的计算方法和程序，指出了该方法的特点，即将计算战面移到了压气机出口，引入了扩压器的计算，考虑到帽罩的存在对头部进气量进行了修正。同时提供了一些新的经验关系式，并对其应用前景做了评价。

简介：气候实验室飞机结冰试验是验证飞机防／除冰系统功能的有效方法，对飞行安全具有重要意义。本文简单介绍了气候实验室飞机冻云结冰试验，以适航验证和气候实验室结冰试验考核的内容为出发点讨论了气候实验室飞机结冰试验条件、试验方法以及组成系统，最后对气候实验室飞机结冰试验技术进行了讨论和展望。

简介：中国飞机强度研究所振动研究室主要从事飞机结构最新动力学分析方法和动强度试验技术研究。该室由六个专业组组成，拥有40名技术人员，其中工程师10名，高级工程师19名，研究员4名。各专业组情况如下。

简介：火星极地登陆舱(MPL)太空飞船使用的单组元肼分解推力室控制飞船向火星表面的下降过程。1999年火星气候轨道器太空飞船失败之后,对火星极地登陆舱(MPL)太空飞船的设计重新进行了全面的评估。作为该评审的一部分,对下降推力室及其催化剂床在0～-30℃变化时的推力室工作情况进行鉴定试验。试验于1999年10月～11月在通用动力公司(GD)太空推进系统分公司(即先前的PRIMEX航空公司、olin航空公司和有名的火箭研究公司)进行。试验证明推力室在其催化剂床温度为-28℃时能够可靠工作。

简介：为研究微小推力室的工作特点，建立了双组元微小推力室的地面实验装置和数据采集系统。在内径为4mm，喉部直径为0．4mm的微小推力室内，采用氧气和甲烷气体作为推进剂进行了点火热试车．实时测量燃烧室压力和壁面的温度分布。实验结果表明，在富燃工况下．随着混合比的升高．燃烧温度和燃烧室压力逐渐升高；当混合比一定时，随着总流量的增加，燃烧室压力增加，微小推力室的推力和比冲也在升高。微小推力室的真空推力达到120mN．真空比冲达到了240s。

简介：针对火箭基组合循环（RBCC）动力系统引射火箭喷管的工作状况,采用准一维方法,假设引射模态火箭推力室喷管内在某些条件下产生的激波为正激波,分析了正激波的存在条件及其对RBCC动力系统性能的影响.结果表明：引射火箭推力室室压越低或飞行器飞行马赫数越高,引射火箭喷管内越易产生正激波；火箭喷管正激波的产生对RBCC动力系统引射性能及比冲特性有一定影响.

简介：通过对气候环境实验室制冷系统和载冷系统的特性分析，提出制冷剂和载冷剂的选用原则。对常用制冷剂和载冷剂的物性分别进行对比分析，综合考虑环保性、制冷内循环特性、循环风系统和空气补偿系统对冷媒的要求等因素优选了制冷剂和载冷剂，以适用于大型气候环境实验室制冷系统。本文提出的冷媒介质应用于大型气候环境实验室是合理可行的，本文的选择分析对同类大型气候环境实验室制冷系统的制冷剂和载冷剂的选择具有一定的指导意义。

简介：本文基于飞机构造及全球太阳辐射热环境地域划分，通过对国内外各行业太阳辐射试验标准、环境工程标准、全球气候环境数据以及美国开展的飞机实验室太阳辐射试验文献资料分析，阐述了飞机受太阳辐射环境引起的环境效应，界定了飞机实验室太阳辐射试验目的。提出了试验设施需求、试验过程设计及试验结果评估准则。

简介：介绍了在一个真实的短环形蒸发管式燃烧室上进行的燃油自重效应试验研究工作；给出了燃油自重对燃烧室出口温度场、火焰筒壁温度和点火性能等影响的试验结果。

简介：简述了过氧化氢作为火箭推进剂的优点,重点介绍了近几年陕西动力机械设计研究所在过氧化氢单组元推力室和双组元发动机推力室研制中取得的进展.设计了几种过氧化氢单组元推力室并进行了试验;进行了过氧化氢/煤油双组元火药点火试验;进行了催化点火技术的研究,27次点火试验全部取得成功;设计并生产了几种双组元推力室,对过氧化氢/煤油自燃点火技术进行了研究,累计进行了500余次点火试验;采用37kN推力室分别进行了90%过氧化氢/煤油的火药点火试验和自燃点火试验,试验获得了成功.

简介：根据高教机立项论证的需要，对高教机寿命指标要求与如何实现寿命指标的技术途径做了探讨，指出谈寿命不能回避可靠性要求，飞机结构寿命与可靠性问题的技术关键，在于后者，保证了后者才会有前者，具有可靠性要求的寿命才是有效，因此，寿命指标必然要受可靠性指标要求所制约，可靠性涉及飞行安全是不能讨论还价的，更不允许没有要求。而满足可靠性要求的寿命指标主要涉及飞机研制费用和出厂飞机造价，取决于投入的经费额度，它必须以有效的控制灾难性疲劳破坏，以及投入的研制经费和今后出厂飞机造价又是财力可以接受的为依据，给出飞机结构灾难性疲劳破坏控制技术的基本原理，明确了实现寿命指标的的主要技术途径。

简介：本文以转子-机匣系统为对象,采用弯扭耦合传递矩阵法分析了锥齿轮啮合作用对不平衡响应及初始弯曲响应振动特性的影响.改进了三套纯弯曲和弯扭耦合临界转速及不平衡响应峰值转速计算方法及软件,提高了计算效率.采用此三对配套软件计算了两种支承方案的临界转速和峰值转速,在无阻尼条件下两者完全一致.分析了质心按一阶振型分布和按空间分布时锥齿轮啮合作用对峰值转速及振动值的影响,得出了有工程参考价值的结论.提出了改善转子振动特性的方法.

简介：为评估分开排气大涵道比涡扇发动机高空模拟试验的排气特性，采用数值仿真方法，对分开排气发动机高空模拟试验时配备的排气扩压器的结构进行分析。主要从发动机尾锥与排气扩压器入口距离、排气扩压器结构尺寸、舱内压力模拟偏差及次流四方面影响进行排气特性计算，并以发动机设计推力进行检验。结果表明：该发动机进行高空模拟试验时，排气扩压器直径应不小于3.5m，排气扩压器直段长度不小于9.0m，发动机尾锥与排气扩压器入口距离以0.85倍扩压器直段直径为宜；发动机飞行包线的巡航点和左边界点的推力偏差，均随模拟舱压偏差绝对值的增大而增大，但巡航点推力变化斜率较大。

简介：针对液氧煤油液体火箭发动机，采用全尺寸六分之一网格，设置周期性边界条件的简化模型，计算得到了喷注器面径向隔板喷嘴交错排列时推力室内三维非稳态两相湍流燃烧流场分布，与全尺寸网格计算结果基本一致，验证了算法与简化模型的有效性，并与喷注器面径向隔板喷嘴直线排列时推力室燃烧流场计算结果进行了对比。结果表明，采用全尺寸六分之一网格，也可较好地数值模拟推力室内燃烧流场；径向隔板喷嘴交错排列，不但有利于延长煤油和氧气的混合时间，使混合更加充分，提高燃烧效率和燃烧室压力，而且可增加喷嘴空间分布的均匀性，使燃烧室中雾化粒子分布更均匀，从而提高温度分布的均匀性。

简介：在液氢冷却的火箭燃烧室里,对高深宽比(槽高比槽宽)冷却通道的冷却效果进行了分析研究。对不同的冷却通道设计在燃气侧壁温和冷却剂压降方面的影响进行了评估。冷却剂通道的设计,包括燃烧室应用高深宽比冷却通道的长度、冷却剂通道的数量和冷却剂通道的形状。用火箭热计算(RTE)规则二维动力学(TDK)规则对七种冷却剂通道进行了联合研究。最初研制的每种冷却通道没有考虑制造因素,只考虑减少来自常规冷却通道的燃气侧壁温。这些设计产生的燃气侧壁温比给定基础下降了22％,冷却剂压降只在原基础上提高了7.5％。七种设计的冷却通道都用铣加工制造。制造后产生的燃气侧壁温比给定的基础降低了20％,冷却剂压降增加不到2％。在整个燃烧室长度上都用高深宽比冷却通道的设计在燃气侧壁上得到的好处,并没有超过只在喉部区域使用高深宽比冷却通道的设计,但冷却剂压降却增加了33％。高深宽比冷却通道在冷却压降增加不到2％的条件下,至少可以降低燃气侧壁温8％,这与冷却通道的形状无关。在降低燃气侧壁温方面得到的好处最大,且冷却剂压降增加最小的设计是采用分叉冷却通道,并在喉部区域采用高深宽比冷却通道的设计。

简介：从理论上分析了燃烧室压力振荡引起喷嘴出口流量振荡的振荡传递．推导了振荡传递过程的传递函数。讨论带有各种喷嘴的燃烧室的动态特性，计算了燃烧室压强、喷嘴压降、喷嘴类型及结构尺寸对燃烧室压力振荡引起喷嘴出口流量振荡的影响．得到了喷嘴在此传递过程中的影响规律。

简介：为验证可调谐二极管激光吸收光谱（TDLAS）技术,在航空发动机燃烧室燃烧流场测量领域的适用性,以自主设计的高温升模型燃烧室为研究对象,结合多光路正交布网的测量方法,对燃烧室出口的燃气温度进行测量,并利用层析算法实现测量截面的二维分布重建,同时采用固定的温度探针进行测量与对比验证。结果表明,采用TDLAS结合层析重建的方法,基本能获得具有时间分辨的燃烧室出口温度分布的主要特征,可以区分高温区和低温区,但单线测量和场分布重建精度还有待于进一步提高。进一步优化该系统,可用于航空发动机燃烧室出口温度和组分浓度分布测量。

简介：简要介绍了我国在航空噪声与振动强度试验技术领域的发展。从试验任务需求、实验建设和试验技术发展等方面论述了我国在航空噪声与振动强度试验技术领域的成就及发展趋势。

简介：在实验室模拟冻雾和冻雨环境中开展飞机冻雾和冻雨试验是暴露飞机冻雾和冻雨环境适应性问题的有效手段。为了满足飞机冻雾和冻雨试验需求,设计了一套集成的冻雾和冻雨模拟系统,并采用特殊电缆、导弹天线罩、襟翼等部件开展了冻雾和冻雨模拟效果验证试验,试验结果表明,设计的冻雾和冻雨模拟系统能有效地模拟冻雾和冻雨环境。

简介：支持向量机（SupportVectorMachine,简称SVM）是一种基于机器学习的模式分类算法,其在解决小样本、非线性及高维模式识别等问题中都表现出许多特有的优势。用SVM对液体火箭发动机的故障数据进行检测和诊断。通过对发动机仿真模型的9种故障数据的学习,能检测出18组故障数据中的17组,但有4组出现误报,对误报故障进行二次学习和再检测,能对这4种故障正确检测。经过对C75试车4种故障数据的学习,能正确检测其故障类型,进一步验证了该方法的正确性和可行性。