简介：涡轮工质进入燃烧室,并在优化的混合比条件下补充燃烧的装置,称为闭式循环动力装置。对闭式循环的动力装置,由于驱动涡轮的推进剂流量全部进入燃烧室,所以没有推力损失,即闭式循环动力装置的比冲等于发动机的比冲。这种闭式循环动力装置可以充分利用箭体上所有推进剂的化学能来产生推力。

简介：给出了扩展多阶多项式拟合公式及等效阶次和评定误差的算法，并利用Matlab编制了相应的拟合函数和计算函数。以此为工具，针对同一典型真实标定曲线，研究了5组28种拟合公式的拟合情况。研究表明，选用合适的正负阶次多项式拟合，可在减少计算复杂度的同时，降低拟合误差，增强拟合效果。在叶尖间隙标定精度小于0．01mm、电压采集误差小于2．5mV的情况下，±3阶多项式拟合为该系统标定曲线的最佳拟合方式。

简介：2002年,吸气式推进技术获得了巨大发展,超燃冲压发动机技术取得了重大突破.随着航空运输市场的缓慢回升,民用飞机及其发动机的交付数量开始增加;军用飞机发动机的市场发展强劲,已有几个计划接近投产;无人机动力的发展也在继续.

简介：液体火箭发动机试验中，低温推进剂（液氢、液氧、液态甲烷等）的稳态流量是发动机设计的重要参数。目前用自主研制的分节式电容液面计、电容变换仪、采集设备和计算机组成流量测量系统，实现氢氧发动机高空模拟试验及校准试验中高精度稳态流量的测量和实时液位监测。为了提高电容式液位计的测量精度和可靠性，对变送仪表的性能进行了改进。研制了基于FPGA的数字式液位测量仪，测量系统仅由分节式液位传感器、数字式液位测量仪和计算机构成一套完整的解决方案，实现了仪器的智能化和数字化。

简介：马歇尔空间飞行中心进行了一系列的实验和分析,对切向进入式中心支柱,即在液体火箭中使用的典型的离心式同轴喷嘴的内部流场作了大量的研究。支柱由聚丙烯物质制成,水用作模拟液体流入周围大气的背压中。测量了轴向压力分布,支柱中形成的气涡形状,液膜速度分布以及喷雾镶空间质量流分布。离心式喷嘴帽采用了两种形式进行试验,一为九孔,一为三槽配制。基本的支柱直径为7.620mm,长度为139.827mm,支柱出口直径的缩小或扩大也进行了测试。在任何情况下,气涡都延伸至支柱的整个长度上。液膜厚度表现出离心喷嘴进口设计的有效性,液膜簿则相应喷雾锥宽。液流的一元可交面积模型的建立可预测稳态流场,并且有助于更进一步了解支柱液流对燃烧稳定性的影响。

简介：空冷型燃机的热动力学的障碍和超级高温合金的昂贵成本,促使人们正在寻求新的燃机冷却方案.回流阶式蒸发器正是在这种形式下应运而生的.采用这种冷却燃机的热端部件转子材料范围可以放宽,也能运行在较高的温度状态.同时扩大了转子叶片的承温能力,并且有与热管相似的自我调节功能.本文介绍了回流阶式蒸发器的工作原理、主要优点、试验模拟和结果,并提出了热流极限的近似理论模型.

简介：2003年是人类历史上实现有动力飞行的第100年,在这一年里,世界吸气式推进技术取得了巨大发展.其中,最重大的事件之一是A380的领先发动机遄达900发动机首次试验即达到了取证推力,GE90-115B涡扇发动机取得了FAA型号合格证.另外,欧洲和北美的重要航空发动机技术计划继续取得成功.同时,超燃冲压发动机技术取得了重要进展,航空喷气公司和普·惠公司的发动机地面试验都达到了重要的里程碑.

简介：基于有限元ABAQUS软件平台对单片闭式波形弹簧进行了弯曲回弹数值仿真模拟与分析,研究了单片闭式波形弹簧母材厚度与冲压力和圆角处的回弹量与摩擦系数之间的关系,得出了冲压模具设计规范和波形弹簧加工工艺规范,采用该工艺规范制造的单片闭式波形弹簧已经用于无人机发动机之中,该发动机已通过地面试车考核,由此表明：单片闭式波形弹簧加工工艺是合理、正确和有效的。

简介：介绍了缠绕式铂电阻温度计的结构，绕制工艺及性能测定结果。实践证明，新研制的这套测温仪表，不仅可以高空台排气冷却器火燃烧段出口面平均温度的快速，准确测量要求，而且可以推广应用于地面台和高空台发动机进口的温度测量或其他大面积测温场合。

简介：本文对同轴离心式喷嘴的雾化性能进行了实验研究,通过喷嘴中心管内壁液膜流动的理论分析及破碎模式分析建立了喷雾模型。喷嘴出口的液膜厚度采用接触式针形传感器测量,对喷嘴内壁液膜流动过程进行了理论分析,推导出了液膜破碎长度和液膜喷射角的经验公式,并与测量值进行了对比。通过研究液膜厚度和液膜喷射角建立了液膜雾化模型。采用相位多普勒粒子分析仪对同轴离心式喷嘴液膜的雾化性能进行了测量,并将实验数据与数值模拟值进行了对比。

简介：为了研究氢氧直流同轴式喷嘴的结构参数和工作参数对燃烧性能的影响,进行了热试验和分析,并拟合出了喷嘴缩进深度、速度比和动量比与燃烧效率的关系.研究表明:氧喷嘴缩进深度、氢氧喷射速度比和动量比等是影响氢氧同轴式喷嘴燃烧性能的主要因素,其中喷嘴缩进深度的影响最为显著.

简介：在飞机结构地面静强度试验时，为了模拟飞机的机舱、油箱在使用过程中的受力情况，通常会对机身、油箱或机身的一段（曲板）进行气体充压的静力试验、疲劳试验和气密性试验。研制的GCS-数字式气压控制系统满足了这一要求。本文详细描述了系统结构、功能、硬件以及软件。

简介：本文讨论了液体火箭发动机燃气发生器中的离心式喷嘴的工艺质量问题,分析了影响离心式喷嘴性能参数的工艺因素,并通过大量的喷嘴实验解决了长期以来未能很好解决且造成了大量浪费的离心式喷嘴的生产问题。文中给出了详细的分析过程、实验数据和研究结论。发动机热试车结果证明了本文分析结果的正确性。

简介：为了获得高性能的实用的大尺寸同轴离心式喷嘴的设计参数,分别用九个同轴剪切式喷嘴和九个同轴离心式喷嘴的多喷嘴燃烧室进行了试验,额定推力为10kN,室压为3.5MPa,混合比为4.5～7.5,氢的喷前温度为40～50K。通过试验,获得了每种喷注器的燃烧效率、室压分布、室壁热负荷和稳定性数据,并同以前的单喷嘴试验结果进行了比较。测量数据比较一致,并明显地显示出同轴离心式喷嘴和同轴剪切式喷嘴在燃烧特性方面的不同。

简介：在某涡扇发动机结构优化中，为满足总体结构和机械系统的要求，采用了兼具支板功能的紧凑式低压涡轮导向器设计方案。在完成常规涡轮设计的基础上，通过子午流道设计和大叶片设计及数值仿真，对导向器内的流动进行了细致而有效的控制，并对其进行了三轮优化设计和流场分析。结果表明，该优化设计方案在满足结构设计要求的同时保持了良好的气动性能，具有明显的先进性，并在发动机整机试验中取得了良好效果，可推广到其它发动机研制和改型设计中。

简介：为解决在易燃易爆介质中柱塞结构的常开电爆阀工作时易出现安全故障的问题，对常开电爆阀的各种结构形式进行了分析，并设计出新结构方案，避免了现有柱塞结构产品的隐患，通过理论和仿真计算得到设计尺寸，并最终通过试验验证。

简介：航空发动机附件机匣包含有大量旋转部件，且转速高、温升大和工况复杂。为保证附件机匣的使用寿命，提高可靠性，必须对旋转部件进行强制润滑。但航空发动机附件机匣结构往往设计得非常紧凑，难以实现多点强制润滑。离心式滑油分配器可实现狭小空间内的多点有效润滑，同时可简化附件机匣内部结构设计。根据流体力学原理，推导了离心式滑油分配器设计的相关计算公式，建立了离心式滑油分配器的设计方法。

简介：介绍了便携式冲击试验装置的研制原理及其应用。装置的研制不仅满足了大量预研课题和小试样性能测试的需求，而且成功地应用于许多军民机重点型号复合材料全尺寸结构地面验证试验中，解决了冲击损伤引入的难题，缩短了型号研制周期，节约了大量试验安装费用。

简介：在热试验过程中，热流密度传感器的系数、准确度及稳定性对热模拟试验的实施和试验结果都有很大影响。只有对热流密度传感器进行精确标定或校准，保证传感器精度及准确度，才能确保试验数据的准确性。为此对辐射式热流传感器比对法校准的综合谱形、动态谱形和静态谱形等三种加载方式分别采用两种不同的数据处理方法，并对比六组数据，最终得出综合谱形加载方式和最小二乘法拟和求斜率的组合方案所得的热流传感器系数最接近实际值。

简介：依据液体火箭发动机涡轮泵原理,建立了两级局部进气冲击式压力级涡轮的设计方法。该方法可以根据涡轮进出口边界条件、转速和结构尺寸等参数,完成涡轮的一维设计,并输出叶型的几何数据和流动性能参数,再结合三维数值模拟进行验证。按照涡轮总体设计要求,完成了某小流量高压比涡轮的原始设计,根据三维数值模拟的结果,对原始设计的涡轮叶型进行了优化,涡轮效率提高了2%。在全周结构上进行了三维数值模拟验证,优化后的两级局部进气冲击式压力级涡轮满足涡轮总体设计要求。