简介：介绍了压气机进口压力畸变场测试用传感器实时校准系统的技术要点、系统构成和校测结果。表明采用该系统后，能在保证测试精度前提下节省测压系统经费，适用于压力传感器多，量程一致的的压力测试中。

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：研究数据挖掘技术在火箭发动机故障诊断中的应用，利用两种典型的贝叶斯分类器——朴素贝叶斯分类器和TAN分类器对液体火箭发动机故障进行分类，对某型号液体火箭发动机的试车数据和仿真数据进行了故障诊断，结果和实际试车情况相符，从而验证了贝叶斯分类器可以应用于液体火箭发动机故障诊断。

简介：描述了85%过氧化氢分解气体驱动的四缸柱塞泵,泵重为400克、在出口压力近5MPa下可供水172mL/s.在压力和流量相当条件下,对采用该泵的气体发生器循环系统进行了测试.泵靠一小部分泵压过氧化氢的分解气体驱动,该系统靠0.2MPa低压贮箱自身起动,还评估了蒸汽凝结对系统性能的影响.

简介：新型内埋式通风口的进气流量用传统方式无法测量。应用计算流体力学软件Fluent，建立了内埋式通风口的三维计算模型；采用标准k—s湍流模型，分析了飞行高度和飞行马赫数变化对内埋式通风口进气流量的影响规律。结果表明：①飞行马赫数一定时，高度越高，进气流量越少；通风口进气流速基本不变；内埋式通风口进气量与外界大气的密流成正比。②通风口进气流量随飞行马赫数的增大而增加，但跨声速飞行时进气流量增幅较大，亚声速和超声速飞行时进气流量增加缓慢。

简介：性能精度是液体火箭发动机的一项重要指标，对于上面级发动机性能精度尤其重要。以某型泵压式上面级发动机为研究对象，利用影响分析树的方法识别了发动机生产、测试、性能调整过程中影响性能精度的干扰因素；针对所识别的干扰因素，通过仿真计算，得到了其偏差对发动机推力和混合比的影响。根据统计学原理，推导得到多项干扰因素影响概率的计算模型，并利用小子样样本对计算模型和程序的正确性进行了验证。利用该概率计算模型，根据置信水平要求，确定了多项干扰因素对发动机性能的极限偏差影响。根据发动机性能精度要求，分解得到了单个干扰因素的控制目标。

简介：应用有限时间热力学的方法优化了恒温热源条件下不可逆闭式中冷回热布雷顿循环的中间压比分配和高温侧换热器、低温侧换热器、中冷器及回热器热导率分配,得到了循环最大热效率;通过进一步优化总压比,又得到了双重最大效率.最后通过数值计算,研究了一些重要参数对循环优化结果的影响.

简介：使用NUMECA软件对某型超音速两级冲击式涡轮进行了全三维定常湍流流场计算,分析了计算结果。以此为基础,通过修改叶型得到性能较高的涡轮叶型设计,并对比了优化前后涡轮内部流场。以三维计算结果为基础,分析涡轮内部流动损失,在保证氧涡轮原有机械结构不做大的改变、输入条件不变的情况下,对涡轮叶型进行优化研究。以叶型参数为变量,以总静效率(在总总效率的基础上考虑余速损失而得)为目标函数,通过反复修改各个叶型参数,然后对每次修改过的叶片进行三维计算,通过比较涡轮总静效率大小判断叶型优劣。通过优化,获得了效率更高、做功能力更强的涡轮叶型。研究成果对工程研制有一定的指导意义,总结的涡轮气动设计及优化方法,对涡轮的设计具有借鉴作用。

简介：离心式喷嘴在火箭发动机中广泛应用,以往的研究中对双组元离心式喷嘴的外喷嘴流动特性研究较少,通过数值模拟方法研究外喷嘴流动特性。针对典型双组元离心式喷嘴结构,运用CFX软件数值模拟研究其外喷嘴的流动特性,获得喷嘴的典型流场结构,将数值模拟结果与试验结果对比,验证数值模拟方法的有效性。研究内喷嘴对外喷嘴流动特性的影响,获得内喷嘴直径、缩进长度对外喷嘴流量系数、雾化锥角的影响规律。数值模拟结果可以更详细的给出喷嘴流场特点及喷嘴流动特性,运用数值模拟方法可以更准确的指导喷嘴设计过程。

简介：目前平板螺旋式诱导轮的扬程计算法大都没有考虑诱导轮出口涡流区的影响,计算出的扬程和实际扬程有较大的偏差,涡流区的存在一方面会减小主流过流面积,使液流出口速度增大,损失增加,另一方面涡流运动自身也会消耗能量,使得诱导轮的扬程有所降低.以径向平衡理论为基础,考虑诱导轮出口涡流区的影响,提出一种扬程的修正计算法,用该方法对两种诱导轮进行了计算,计算结果和试验实测值比较接近,可以更准确的计算非空化工况下诱导轮的扬程.

简介：为提高航空发动机某工作点的模型精度，并拓宽航空发动机在该工作点控制包线的范围，可应用非线性模型来描述该工作点的动态过程。基于该非线性模型，首先应用Lyapunov稳定性定理设计出一组控制器，然后应用广义Gronwall-Bellman引理的方法完成该控制器性能验证。仿真研究表明：系统响应速度快，能有效抑制干扰，具有良好的跟踪性和鲁棒性，验证了该设计方法的有效性。

简介：分析了一种适用于微型燃气轮机的回热器的结构特点，计算了该回热器的回热度和压损，并分析了各结构参数对其性能的影响规律。在限定回热器体积的情况下，提高回热度和降低压损两者相矛盾，为协调好这两个参数，可在给定燃气轮机其它部件参数的情况下，根据使整机效率最大化的原则优化回热器结构参数，得到尽量高的回热度和尽量小的压损。

简介：简要介绍了三种用于航空发动机附件传动机匣轴端滑油密封的端面密封装置中O形密封胶圈滑动摩擦力计算方法——Lindley算法、经验公式和Parker公司算法,提出了一种与实际装配情况相同的径向受压缩的O形密封胶圈有限元建模及滑动摩擦力计算方法。通过对同一套端面密封装置的O形密封胶圈滑动摩擦力进行的计算结果表明,有限元计算与经验公式的结果非常接近,Lindley算法结果偏小,而Parker公司算法结果偏高。

简介：为满足各型号发动机对冷调试验的设计要求，利用可编程控制器准确的时序控制．在水试状态下考核发动机流量调节器、换向阀、发生器燃料阀的工作协调性。验证调节器转级时发生器点火路和推力室点火路的充填特性，获得了流量调节器和换向阀的工作特性参数。为各型号发动机的深入研究提供了有效的依据。

简介：通过对综合电子调节器低压压气机导流叶片调节通道(即PHA通道)内部电路和控制规律的研究，以及低压压气机叶片角位移传感器(即α1角位移传感器)特性的外部测试，设计了模拟传感器的试验方案。该方案采用硬件电路对综合电子调节器输入传感器的信号进行调制，采用软件编程对模拟传感器进行调制。试验结果表明，模拟传感器可以完全替代真实传感器的功能。且满足一定的精度和可靠性要求，为综合电子调节器的离位检测及其数字化研究提供了新的思路．

简介：利用流体计算软件模拟涡轮级间燃烧室（ITB）三维两相燃烧流场。对比分析无引气式ITB与传统ITB性能及流场分布。采用Realizablek—s模型模拟湍流黏性，离散相模型追踪油珠运动轨迹，非预混平衡化学反应模型模拟燃烧过程。计算结果表明：无引气式ITB除总压损失比传统ITB的稍大外，其它指标均与传统ITB的相当；但由于该方案不需要额外引气，故提升了ITB发动机性能及应用价值。

简介：根据二级箭体钝化处理的需要，小推力泵压式游动发动机需要在低入口压力下实现自身起动，进入稳态工作。在MWorks通用仿真平台的基础上，建立发动机起动过程系统仿真模型，通过试车数据验证了仿真模型的合理性。进一步分析了发动机的入口压力条件、主阀流阻以及环境压力对发动机起动过程的影响。结果表明：发动机能够实现自身起动，但起动过程较长；氧化剂的入口压力对发动机自身起动过程影响很大，氧化剂入口压力降低，涡轮泵起旋时间延迟明显，起动品质变差；降低发动机主阀流阻，能够使涡轮泵起旋时间提前，改善起动品质；环境压力降低使推进剂充填过程加快，涡轮泵起旋和工况爬升加快，有利于发动机的自身起动过程。

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：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：HS-125型水力测功器是SB121小型航空动力装置高空模拟试车台测量涡轴涡桨发动机输出功率的关键设备。本文简要介绍了HS-125型水力测功器工作原理、主要技术指标、试验程序，概述了试验过程中出现的问题和处理方法。经过数据处理和分析，验证了水力测功器的一些特性，对正确使用和维护水力测功器具有一定的指导作用。