简介：简要介绍了SB101高空台燃油加温系统的用途、设计方案、设计技术要求、工作原理、主要设备和调试结果.

简介：空间转移飞行器和其它动力及推进系统都需要长寿命的涡轮泵,现在涡轮泵中所使用的滚动轴承无法提供足够的寿命来满足这些应用。在许多高速透平机械应用中,流体箔轴承在较宽的温度和工质范围内,表现出了长寿命和高可靠性的优点。然而在低温工质中,有关箔轴承性能的现有数据还非常少。美国的国家航空和航天管理局(NASA)以及AlliedSig-nal空间系统与装备公司(ASE)共同合作研究了片式柔性箔轴承在液氧和液氮中的性能。马歇尔空间飞行中心(MSFC)和ASE合作进行内部研究和发展计划,这项工作论证了箔轴承的最小承载量在液氧中是1.834兆帕,在液氮中是2.427兆帕。而且,还得出了箔轴承的直接阻尼系数为7×10~3到8.75×10~3牛·秒/米,为上面级发动机涡轮泵设计的箔轴承在液氮中的阻尼比是0.7到1.4。通过本次试验的结果以及在空气循环机械及其它应用中多年来的成功使用经验,美国准备用片式柔性箔轴承在液氧涡轮泵中进行试验。

简介：利用GEMCHIP程序的数值模拟方法.检验了燃料液膜冷却的双组元发动机边界层扰流块对燃烧性能的改善,以及性能的增益与扰流块几何形状的关系。改善燃烧的主要机理是在于强化了中心区和边界区火焰的燃烧。即处于中心区的燃料液滴的正常燃烧和被边界层扰流块迫使参与液膜冷却的燃料液滴向中心区转移而加强。另外,扰流块后的尾区里的一些氧化剂液滴.在富燃的近壁区开始了共轭燃烧。对于一种没有预先混合的双组元喷注器,在有扰流块的燃烧室中。氧化剂和燃料的燃烧效率所得到的增益,高达20～30％。为改善燃烧,对扰流块的三种结构方案进行了模拟实验,其中,裁面为三角形和矩形的扰流块结构在燃烧效率上比截面为半圆形的扰流块能获得更高的增益。对于预先混合型的喷注器(有很高的燃烧效率),燃烧效率的增益相当高,其总的燃烧效率达到0.99甚至更高。本文还讨论了将来的研究领域,涉及燃烧中的涡流问题。

简介：给出了带裂纹机身壁板剩余强度准则。并给出了剩余强度、疲劳裂纹扩展以及裂纹转折分析的实施方法和应注意的事项。同时对壁板设计和剩余强度及裂纹转折试验提出了几点建议。可作为设计分析和试验研究人员的参考。

简介：本文讨论了推力为222.4kN、上面级膨胀循环发动机先进的膨胀燃烧室的设计和研制。由Pratt-Whitney液体空间推进公司完成研制任务,任务来源于美国空军研究实验室(AFRL)的合同要求,用于支持综合高收益火箭技术(IHPRPT)项目。先进的膨胀燃烧室的设计,可以增强冷却剂的换热效果,改善系统的推重比,增加比冲,提高可靠性。这些好处将通过设计、研制、高热流试验以及小型推力室在膨胀循环下承载9.51MPa室压的能力而得以完成和验证。

简介：基于双变量曲面拟合，本文发展了轴沆玉气机和涡轮特性计算的新方法。该方法避免了发动机性能模拟中冗长耗时的部件插值计算。用新方法计算了某型涡扇发动机的压气机和涡轮特性。计算结果与实验结果吻合很好，表明了新方法的有效性。

简介：本文叙述了国内外要控扩散叶型的各种设计方法和实验研究情况，介绍了可控扩散叶型的发展历史及它在多级轴流压气机中的应用，并提出了今后的发展方向。

简介：长期以来，一直采用CAI(冲击后压缩强度)来评定复合材料抗冲击和损伤的能力，大量实验数据证实，它是个物理意义比较含混的力学量，不能正确指导材料研究和设计选材。研究表明，复合材料结构的抗冲击耐久性和含冲击损伤的损伤容限分别对应于材料体系的损伤阻抗和损伤容限，并可以分别用对应静压痕力～凹坑深度曲线拐点的压痕力Fknee,和凹坑深度～压缩破坏应变曲线门槛值CAIT(CompressionfailurestrainAfterImpactThreshold)来表征。

简介：结合军用飞机结构强度规范修订，概述了复合材料飞机结构设计规范的演变，并基于过去20多年参与复合材料结构设计的经验教训和美国最新的军用飞机设计规范，从材料和工艺、设计许用值、静强度、耐久性、损伤容限和结构验证试验等几方面分别阐述了复合材料结构强度设计和验证要点及与金属结构的差别。

简介：复合材料结构的设计要求和使用经验提出了复合材料体系损伤阻抗和损伤容限性能表征的需求。在试验研究的基础上，指出长期以来一直使用的CAI(冲击后压缩强度)的物理意义比较含混，不能正确指导材料研究和设计选材，同时提出应分别用典型层压板静压痕力—凹坑深度曲线的最大压痕力Fmax来表征损伤阻抗能性能，用凹坑深度～压缩破坏应变曲线门槛值CAIT(CompressionfailurestrainAfterImpactThreshold)来表征损伤容限性能，同时给出了测试方法的建议。

简介：基于压气机性能方程推导出一种新的压气机级的数学模型,并在这一模型基础上用Modelica语言和Dymola编译器建立了计算机仿真模型,编成了压气机系统仿真程序.还描述了压气机仿真程序建模系统和面向对象的体系结构,介绍了压气机系统特性分析的应用例子,并进行了仿真验证.结果表明,采用建立的仿真模型能够用来模拟压气机性能.

简介：本文对卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压特性和水击特性进行了试验研究,并用理论模型模拟了落压过程,计算结果与试验数据非常吻合。试验测得的过滤器和隔离阀的摩擦系数是与压力有关的,这些组件的压降与其入口压力的相关关系必须予以考虑,以便获得准确的模拟解。在推进剂供应系统落压式工作的初始阶段,系统中压力下降的速度很快。隔离阀对水击压力波有显著影响,它提高了水击压力波的峰值和频率。

简介：试验评定了液氧/氢旋流同轴式喷嘴的燃烧性能。水/氮气的冷流试验发现液氧出口凹进的旋流同轴式喷嘴的流动具有自身脉动的特征。在2.6和3.5MPa室压、850和500N推力、4.0～8.0混合比的条件下进行单喷嘴燃烧室的燃烧试验。试验中测量、分析了每种喷嘴燃烧室壁的燃烧性能、室压分布及热载荷。结果表明:对于直流同轴式喷嘴,燃烧性能主要受蒸发效率所控制;对于旋流同轴式喷嘴,燃烧性能主要受混合效率所控制。已发现凹进旋流同轴式喷嘴的燃烧室壁的热负荷明显地增加了,并且在某些状态下还出现了不稳定燃烧。

简介：飞机全机地面振动试验是新机研制和飞机改型中不可缺少的一项重要试验。但是在某些情况下，试验系统中飞机支托设备上盖附加质量及激振器动圈附加质量和附加刚度对飞机的动特性(频率和振型)会产生一定的影响。介绍了怎样通过工程计算的方法消除附加刚度和附加质量的影响，为共振试验中飞机结构模态试验结果的修正提供一种工程处理方法。

简介：通过实验和分析的对比研究，探讨了输液管道中液体压力和流速的变化对管道系统动力特性的影响，验证了飞机液压及燃油管系结构动力学分析的力学模型和计算程序的正确性。

简介：介绍了高超声速推进装置的三种工作模态,总结了高超声速推进装置的优缺点,给出了研究重点.

简介：1994年2月4日,日本成功地发射了第一枚H—Ⅱ运载火箭。这次发射成功预示着日本的宇航事业美好的发展前景。H—Ⅱ运载火箭将做为日本九十年代到下世纪初的主要空间运载系统。它最显著的技术特点主要体现在它的第一级发动机LE—7和第二级发动机LE—5A。这两种发动机均以液氢为燃料,液氧为氧化剂。独特的发动机设计特点,使得H—Ⅱ运载火箭跻身于世界航天技术行列中并成为其中的佼佼者。LE—7和LE—5A是以LE—5发动机的技术为基础发展起来的。LE—5发动机是完全依靠日本技术研制出的第一种低温发动机,并成功地应用在H—Ⅰ运载火箭的第二级上。本文着重介绍日本低温发动机研制的历史,展示这些发动机独特的设计以及研制中所遇到的技术问题。

简介：简述了仿真技术的内容、分类及其在航空动力系统的应用和特点；介绍了国外航空动力仿真技术的现状和发展；调查和分析了我国航空动力仿真现状及存在的问题；提出了今后15年我国航空动力系统仿真技术发展规划思路的建议。

简介：Aerojet公司得到俄罗斯登月计划使用的已经飞行验证的液体火箭发动机后,用现代仪器和控制把它改进成可重复使用和重复起动发动机,并用热试车验证了这些改进项目。NK—33液氧/煤油发动机是Samara州科学和生产企业“TRUD”(现称为N.D.KuznetsovSamara科学技术公司)为苏维埃N—1运载器设计制造的。该补燃发动机产生的高压(14.54MPa的室压)和高性能(真空比冲为3246m/s)是西方的烃类发动机从来也没有实现过的。Aerojet公司引进了36台NK—33发动机、9台NK—43发动机(N.D.KuznetsovSSTC同一发动机在上面级的翻版)。NK—33发动机改进后将首先用于KistlerK—1运载器。改进项目有:用电磁阎替换火药起动阀;替换推力和混合比控制用的机电起动阀;重新设计吹除供给系统;更换涡轮泵起旋和主燃烧室点火器的固体推进剂;为增加万向节和推力矢量控制架而重新设计更换机架。增加阀、火药起动器和管路以重新起动发动机,更换设备和电缆束。Aerojet对该发动机进行了成功的热试车,以验证新部件和结构,并开始研究可重复使用Kistler运载器上的发动机耐用性。本文描述了对原始俄罗斯发动机的改进项目,报道了至今为止的试验结果。

简介：论述了吸气式组合发动机在新一代可重复使用运载器上的使用现状,分析了各种组合方案的优势和特点,着重介绍了RBCC、TBCC的应用对飞行器总体性能的影响,并提出了两种较优的飞行器组合结构方案。