简介：气液同轴直流离心式喷嘴对补燃发动机燃烧室高频燃烧稳定性有显著影响.为研究气液同轴直流离心式喷嘴的声学特性,在大气环境条件下进行了单喷嘴声学模拟实验.通过安装在模拟燃烧室外侧的扬声器激发声学振荡,利用声学探针测量燃烧室内的声压,获得了喷嘴长度、节流嘴直径对燃烧室声学特性的影响规律,确定了喷嘴长度与节流嘴直径的选取原则.

简介：为了模拟飞行状态下进入超燃冲压发动机燃烧室的高焓空气,在地面模拟试验中需要对空气加热,可再生蓄热式加热器是一种能提供相对纯净高焓空气的试验设备。介绍了蓄热式加热器的工作原理与特点,分析了关键技术。结果表明,蓄热式加热器具有加热空气总温高、流量大和相对纯净的优点,是我国超燃冲压发动机地面试验的发展趋势,但蓄热阵材料、加热器结构、超高温阀和大范围调节预热燃烧器等是关键技术,有待进一步研究和攻关。

简介：本文应用基于NTP协议的时钟同步方法和主从服务器方式的时钟同步实现策略,研究了基于时钟同步的航空发动机分布式试验测控系统的层次结构与系统集成,并在航空发动机高空试验台多前端测控系统试验中获得了成功的应用.

简介：应用有限时间热力学方法,首次研究了变温热源条件下内可逆闭式中冷回热布雷顿循环的性能,导出了无因次功率及效率的解析式.由数值计算,分析了循环最优功率和最优效率时的最佳中间压比分配,并研究了中冷度、回热度和高低温侧换热器的有效度、循环热源进口温比以及中冷源与低温侧热源进口温比对循环性能的影响.

简介：本文概括了设计及工艺上的因素对膜式空气雾化喷咀喷雾分布均匀性的影响。燃油流路是最重要的，包括燃油成膜均匀性，环形间隙均匀性，轴线相交，燃油旋流角以及燃油通道出口边缘形状和缺陷。空气流路对影响，但较弱些，轴线相交是重要的，空气扰流器的叶片数目（尤其内扰流器）不可大少，外空气罩边缘应为圆角。

简介：介绍了在ABAQUS平台下三维结构渐进式破坏分析方法及流程，应用VB语言编写了数据输入窗口，将断裂准则所需参数以固定格式写入数据文件，并利用Python语言编写的FCFA插件将数据输入窗口链接到ABAQus／CAE界面上，实现了在ABAQUs／CAE平台下完成整个分析流程。通过初步应用，验证了该流程的实用性。

简介：研究了基于分布式控制的航空发动机电动燃油泵方案。阐述了电动燃油泵的需求背景，进行了电动燃油泵的匹配分析，提出了电动燃油泵的解决方案。着重论述了燃调系统的实现方法，以及数字电子控制器硬件和软件实现方案，分析了电动燃油泵面临的技术瓶颈。电动燃油泵已进行了半实物仿真验证，主要技术指标均满足设计要求，表明该方案具有较好的工程应用前景。

简介：本文对燃烧过程进行探索,而燃烧过程决定了液体火箭发动机的燃烧不稳定性.为了深入地阐明燃烧不稳定性机理,采用一种能够准确预测各种擅击式喷注器的推力室最可能维持的燃烧不稳定性振型的经验相关式,与特征时间分析法结合,形成一个燃烧稳定性的试验研究大纲.在初步研究结果的基础上,对撞击式喷注器射流的雾化特点进行广泛而深入的研究.在冷试中测量了液雾扇破碎长度、液滴尺寸分布以及雾化频率.观测到三种非常有意义的现象:雾化频率与稳定性相关式所预测的最可能发生的燃烧不稳定性的频率相似;随着平均液滴直径尺寸的增加,所预测的稳定燃烧的裕度相应增加;随着液滴尺寸分布的散布度的增加,所预测的稳定燃烧的裕度也相应增加.这些所观察到的现象与燃烧不稳定性理论相当一致,从而说明,周期性的雾化过程和高的能量释放密度是燃烧不稳定性机理中的两个关键因素.

简介：论述了液体火箭发动机用过氧化氢作为推进剂进行试验的过程中流量测量可采用的方式.提出了压差式孔板流量测量和角接式取压结构在过氧化氢/煤油发动机试验中的应用技术.针对过氧化氢/煤油发动机试验中流量测量提出了研究需要解决的关键技术.

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.