简介：详细介绍了液体推进剂的历史及国内外的研发现状,通过对液体推进剂研发现状的分析,提出了其未来发展趋势和研发对策.

简介：对推力室冷却通道内的人为粗糙度强化换热机理进行了分析,讨论了影响人为粗糙度强化换热的因素.对有、无人为粗糙度的平直冷却通道内流动进行了对比数值模拟,并以某特定发动机推力室为例,初步评估了人为粗糙度的强化换热效果.计算和分析表明:在推力室喉部附近设置人为粗糙度,可使推力室气壁温平均下降约43℃,在冷却通道内合理地设置人为粗糙度有利于高室压可重复使用发动机推力室的热防护.

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：本文简要介绍了液体火箭发动机高空模拟试验台的结构以及试验的工艺过程、试验装置和测量系统,详细论述了发动机排气的冷却及治理。

简介：用换算系数方法建立了基线模型,分析了测量参数偏差的计算方法,重点介绍了发动机故障诊断系统中故障方程的求解方法,并应用发动机试车数据对此进行了求解检验,结果表明故障诊断方程的求解方法可行.

简介：主要分析了塑料材料的老化机理，介绍了塑料材料的几种人工加速老化试验方法。分析研究了塑料及其制品的使用、贮存寿命及人工加速老化与自然老化的相关性，研究分析了依据塑料材料的多项力学性能变化来判断其老化失效的可行性。

简介：存全尺寸压气机试验台上，用球形五孔压力探针测量了低压压气机转子后的二维流场。揭示了该型压气机转子后稳态流场的特点。并提出改进方向。

简介：为了给氧气/煤油发动机设计和热防护设计提供必要的设计参数,针对氧气/煤油燃气进行热力学计算。运用吉布斯最小自由焓计算模型得到燃气平衡组成,通过拟合公式的方法得到燃气的热物理参数及输运系数。通过计算,得到氧气/煤油燃气的组分及比焓、密度、比熵、粘性系数等热物理参数和输运系数随温度和压力的变化特性。分析结果表明：水离解对氧气/煤油燃气组分变化存在显著影响,压力增大会导致水离解起始温度升高;氧气/煤油燃气比焓、比熵、定压比热、粘性系数、热传导系数变化在温度较低时受压力影响较小,当水开始离解后,压力的影响显著增强;组分在燃气中的扩散系数同时受到了温度和组分摩尔分数的影响;燃气普朗特数变化受热传导系数变化的影响较大,水离解后,热传导系数的迅速增大使燃气的普朗特数迅速减小。

简介：为拓展某小型部分进气亚声速涡轮的应用能力,要求进一步提高其气动性能。使用Numeca商用计算流体力学软件建立了原型部分进气涡轮流道的全环域网格,进行了流场的粘性数值仿真,通过与相同叶型全周进气式涡轮的流场对比分析,揭示了部分进气式涡轮的流动机理和流动损失分布规律。在流场结构研究的基础上,对原型涡轮的动叶进行了改型优化,将动叶叶型由原来的纯冲击式叶型改为略带反力度的叶型,流场仿真结果表明涡轮效率提高了5个百分点。通过对改型前后2种部分进气式涡轮气动参数分布情况的对比分析,表明略带反力度的动叶叶型能有效减小部分进气式涡轮非进气扇区动叶通道内的回流损失,对提高涡轮性能有利,可为同类涡轮的气动设计提供参考。

简介：在多级轴流高压压气机上，开展从气动失稳到喘振及退出喘振时对气体压力的动态测量。试验是在多级轴流高压压气机静叶设计角度及中间级引气的情况下进行的，采用高精度，高频响的动态压力传感器，高速同步采集板，快速A／D采集板和高速处理机相结合，借助频谱分析的方法来找出失速／喘振频率，并且找出对应着该频率的各通道之间的相位差，分析出失速／喘振首发级。在试验中运用信号分析方法对叶片排中失速及喘振信号进行数学处理。测量得出的结论是：在多级轴流高压压气机中，失速／喘振均属于突变型；在n^-=0.8时压气机工作于多值区，中间级引气将影响失速／喘振。

简介：200吨级大推力氢氧发动机是重型运载火箭的基础,是航天强国的重要标志.与以往氢氧发动机相比,大推力氢氧发动机推力量级和结构参数均有大幅度提高,是目前世界上推力最大的高空发动机,发动机的设计、生产和试验技术跨度大、要求高,需要开展一系列的技术攻关工作.根据200吨级大推力氢氧发动机技术特点,介绍了发动机的总体技术方案,根据发动机技术特点和使用要求,梳理了一批制约发动机技术水平提高、系统方案优化和工程实施的关键技术,并提出了解决途径.

简介：本文研究了国产A6N01S-T5系列民用新型铝合金型材的疲劳强度性能，通过一定量的试验研究，测定了其S-N曲线，并对典型不合格试件进行了断口分析。试验、分析结果可供生产部门设计、选择焊接工艺参考使用。

简介：氧供应系统是水蒸汽发生器装置的重要组成部分，氧供应系统的状态对水蒸汽发生器装置工作可靠性有很大影响。从发生器氧系统故障案例入手，重点分析了水蒸汽发生器氧气系统冷态调试与热试车的数据，定位了由于氧系统状态异常导致水蒸汽发生器发生故障的原因，提出了保障发生器氧系统健康状态的监测方法与保障措施。分析表明，为确保氧系统健康状态，应重点关注调试时氧气压力变化独立性以及热试车压力曲线与历次试车状态的一致性。

简介：老龄飞机结构（机身、机翼）大多数破坏为多处损伤所致。因此，及时发现多处损伤成为保证飞机飞行安全的关键问题之一。为了弄清飞机主要结构多处损伤发生过程及如何检测、维修及维修后寿命，我们做了加筋板多处损伤疲劳裂纹预制试验，并对试验结果做了一定分析，为飞机结构检修周期的制定提供一定参考依据。

简介：据普惠公司网站报道，2009年1月13日，先进涡轮发动机公司（ATEC，霍尼韦尔与普惠的合资公司）的先进可承受涡轮发动机（AATE）技术验证机项目成功地完成了由美国陆军航空应用技术管理局和其他政府客户进行的初步设计审查（PDR）。

简介：综述了国内外双组元落压推进系统的应用现状和技术特点，结合国内卫星推进系统的技术现状，分析了双组元落压推进系统混合比控制和大落压比高性能双组元发动机两个关键技术，提出了需开展氦气溶解特性、混合比变化、发动机偏工况试车等地面试验研究，为其工程应用提供技术支撑。

简介：研究了2024-T351铝合金平面应力状态下抗裂纹扩展阻力，通过一定量的试验研究，测定了其KR曲线及断裂韧性值，得出了有用的结果。可供飞机结构设计、选材参考使用。

简介：设计了一套密闭环境液滴燃烧实验系统,开展了不同实验工况下偏二甲肼(UDMH)液滴在四氧化二氮(NTO)环境中的着火燃烧实验,详细分析了UDMH单液滴着火燃烧特性,考察了燃烧室温度、压力、液滴初始直径及速度对燃烧过程的影响。结果表明,液滴燃烧经历了初始燃烧阶段,剧烈燃烧阶段和熄燃阶段3个过程。其中,初始燃烧阶段和熄燃阶段的持续时间均较长。燃烧过程中,燃烧火焰呈现出明显的双火焰峰结构,内层为规则的椭圆形分解火焰峰,外层为带有尾迹火焰的扩散火焰峰。增加燃烧室温度促使液滴表面与内部的燃料快速蒸发,形成了充足的燃料蒸气环境,有助于液滴的着火燃烧;燃烧室压力的增加加快了反应速度,减少了液滴生存时间;增大液滴下落速度导致液滴表面蒸发流率得到增强,更易产生足够的燃料蒸气,促进燃烧的进行,从而有助于液滴生存时间的减小。

简介：详尽研究了一个简化空气雾化器所产生的流场。此雾化器可在复合非涡流及涡流的空气流场中形成环状液膜。合成雾化产生的液滴尺寸及速度由二维多谱勒相位粒子分析仪测量。测量位置沿轴向由喷嘴到下游8mm至150mm范围内分布。采用激光测速仪测量了气相参数。同时也试验了此类型空气雾化器涡流对液滴运动的作用。结果表明雾化过程对气相作用显著。

简介：通过对差压传感器的低端施加正，负压力进行校准测试和数据处理，说明了传感器正反对称性是明显存在的，并从力学角度进行了简要分析，给出了应用实例和有关结论。