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：在过膨胀火箭发动机喷管中,当壁面气流压力与环境压力之比达到一定值时气体会从喷管壁分离。这种气流分离及其理论预估是过去十年中试验和理论研究的课题,而且为预估气流分离而建立的各种模型和所做的各种假设已经得到很大发展,既有理论模型,也有纯经验模型。本文借助于在DLR(德国航空航天研究院)所建立的数据库,对不同模型进行了论述,几乎包括了所有公开发表的气流分离数据。本文对一种新的、更加准确的分离准则提出了看法。试验时,在喷管中观察到两种不同的气流分离现象,即自由激波分离和受限激波分离。对这两种现象都进行了详细讨论,并描述了压缩波和膨胀波。对于自由激波,排气羽流中可以产生三种不同的激波结构:有规则的反射激波、马赫盘及帽状激波。这些激波除了存在于过膨胀喷营外,在满流喷管中也存在。对现有火箭发动机喷管,如SSME或火神号发动机喷管,所得到的数值结果与试验照片在定性方面是一致的。对不同类型的激波现泉进行了讨论。另外,对至今还未深入了解的受限激波分离现象也给出了解释,分析了它产生的原因和条件。结果是喷管型面的形状极大地影响着气流分离的形式。根据气流分离得到的这些结果,提出了对侧向载荷产生原因的看法。

简介：建立了液体火箭发动机工作过程数学模型并进行了数值仿真计算.以开式循环发动机为原型样机,建立了工作过程数学模型,开发了数值仿真软件.通过与试车实际数据对比分析,仿真结果与实际试车数据基本吻合.还仿真了发动机起动过程中可能出现的故障模式,给出了明确结论.

简介：介绍了液体火箭发动机试验推进剂流量测量技术与方法,阐述流量测量系统设计要点、传感器的选择与安装工艺、现场校准技术、信号调理器设计、抗干扰措施、数据分析与提供方法。文中论述的测量技术实现了发动机试验流量参数的准确测量,为发动机性能评价提供准确、可靠的依据。

简介：对几种主要的液体火箭发动机故障检测与诊断技术的研究应用现状作了阐述,对国内外的有效经验作了简单介绍,提出了有待解决的问题.

简介：本文着重描述了第一种亦即最成功的一种液氧/液氢发动机—RL10发动机的研制及发展过程,以庆祝该发动机研制四十周年的来临。文中描述了RLlO发动机为大量适应各种运载器的发射需求而不断改进、发动机推力伴随每一次改进逐渐增大的过程;描述了这种发动机是如何从一种一次性使用的上面级发动机转化为可重复使用的助推发动机的;文章着重描写了该发动机100%的完成飞行任务,并通过近40年完美的飞行特性证明了发动机的可靠性。

简介：某火箭发动机燃烧室原材料经酸煮后出现裂纹和“灰条”，旋压成型后出现表面起皮。本文对裂纹、“灰条”和起皮三种缺陷的形貌进行了观察，并对缺陷处的金相组织和微区成分进行了检测，分析了缺陷的性质及其形成原因。结果表明，“灰条”是因燃烧室局部Cr、Mo元素偏聚导致周围基体贫铬，从而在酸煮过程中被腐蚀形成的凹坑，表面裂纹为金属铸造收缩裂纹，表面起皮是由壳体表层和心部金属的变形差异所致，与旋压变形过程有关。

简介：本文介绍了在喷管超音速段有气体沿切向缝隙喷注的火箭发动机喷管流场计算方法,同时还提供了无喷注的喷管流场计算。计算结果与试验数据相符,证明该计算方法有效。文中对发生器气体喷入实际发动机超音速段的喷管流场进行了分析,分析中假设使用了两类推进剂:氧/氢、氧/甲烷,以氧/氢和氧/甲烷的燃烧产物作为发生器气体。数值计算结果表明,在喷管超音速段有气体喷注的情况下,由于粘性引起的真空比冲损失比没有喷注的喷管损失小。

简介：采用航空煤油为燃料、氧气为氧化剂、压缩氮气为隔离气体，进行了大量的两相脉冲爆震火箭发动机原理性实验。利用8个压力传感器测量了爆震室轴向沿程的压力，所测得爆震波压力接近充分发展的C—J爆震波。两个实验模型分别使用了0．45和0．9m的Shchelkin螺旋作为DDT（deflagrationtodetonationtransition）间接起爆的增强装置。实验模型Ⅰ的DDT距离约为0．65m，爆震波速约为1873m／s；实验模型Ⅱ的DDT距离约为0．55m，爆震波速约为1838m／s。两种实验模型DDT距离的差异主要是由爆震室内Shchelkin螺旋长度不同引起的。虽然Shchelkin螺旋在缩短DDT距离上起到积极作用，但在形成充分发展爆震波后会降低爆震波的强度。

简介：介绍了确定液体火箭发动机制造工艺和过程关键特性的方法。运用FMECA法分析和研究了液体火箭二级发动机设计关键特性、工艺关键特性和过程关键特性,识别出三类关键特性242项,在此基础上总结出了液体火箭发动机工艺关键特性与过程关键特性判别准则,即策划与甄别准则。该准则可有效推进液体火箭发动机的精细化管理,为发动机成熟度进一步提升打下了基础。

简介：将时间序列相似性匹配方法引入到液体火箭发动机故障模式挖掘中。针对发动机试车数据的特点，提出了一种基于序变换的时间序列相似匹配算法。该算法具有对时间序列幅值和持续时间不敏感、抗噪声能力强等优点。对某型液体火箭发动机故障数据的相似匹配实验表明：该算法能够为液体火箭发动机的故障检测和诊断提供较好的技术支持。

简介：对比分析了机械密封静环端面原始表面和磨损表面形貌，得到了磨损形式和内外径磨损差异；仿真分析了密封端面接触应力及温度场，分析了转速、介质压力等条件对端面接触应力和温度场的影响；探明了端面接触应力和温度变化对磨损性能的影响，阐述了机械密封的磨损机理。

简介：影响端面密封的密封性能因素很多很多,平衡直径是其中之一。以往端面密封设计平衡直径(de)的计算都是根据法国卡洛斯塔公司的经验公式进行计算,但在高速、高压、高温工况恶劣的条件下,用经验公式算得的de误差很大。本文针对这一情况通过自行设计的平衡直径测试仪,实际测出的大量数据证明,de是个变量,必须充分考虑它的影响,也只有正确的通过实测选择合理的de,才能准确地算出端面密封比压,也才能保证端面密封的密封性能。目前,我所设计的端面密封这一成果已应用于长征四号发动机上,通过多次飞行试验,证明密封是可靠的。本文还对de公式作了推导,验证了设计计算。

简介：利用ActiveX技术并结合Excel功能，开发出液体火箭发动机地面试验数据曲线绘制软件，重点介绍绘制软件程序的组成和功能，给出了关键部分的程序框图。软件可供试验数据分析时参考。

简介：介绍了用于液体火箭发动机试车的气体加热器的研究,重点是加热器的计算方式及设计,并给出一种简捷、准确的计算方法,最后提出了初步的改进设想.

简介：介绍了低温阀在国内外液体火箭发动机试验中的应用情况,分析了我国低温阀在航天领域的研究现状,提出了低温阀的研究方向.

简介：在国外,针对特定的航天器,开展了离子火箭发动机羽流对航天器影响的的专项研究,国内还未开展氙离子火箭发动机的羽流分析及其对卫星太阳帆板的污染专题研究,受实验条件所限,缺乏必要的实验数据,并且也未能建立完整的理论分析手段.为此,本文主要借助于国外离子火箭发动机羽流的地面模拟分析和在轨实验结果,对氙离子火箭发动机羽流的污染进行简单的定性分析,并根据国外的研究经验,提出今后在氙离子火箭发动机羽流研究中需要进一步开展的研究工作.

简介：本文利用涡轮设计软件，设计了用于分级循环燃烧火箭发动机的涡轮叶栅。为控制二次流损失，动静叶均采用先进的后加载叶型，静子叶栅采用正弯设计。流场计算结果表明，弯曲静叶整级效率提高0．92％，静叶内部漩涡强度减小，二次流减弱。经涡轮吹风试验验证，其级性能完全满足要求。这也表明后加载叶型及叶片正弯的方法适用于该类型涡轮。

简介：对液体火箭发动机喷嘴动力学研究的有关文献进行了综述，从喷嘴动力学理论分析和实验研究两方面入手，对直流式、离心式喷嘴、敞口型离心式喷嘴和气液同轴喷嘴动力学的国内外研究进展进行了全面总结。从目前的研究结果来看，喷嘴动力学在解决燃烧不稳定方面具有重要意义，在未来液体火箭发动机研制中将起到更大作用。

简介：本文简要阐述了液体火箭发动机试验时故障诊断系统的建立原则,详细介绍了三种故障诊断系统的建立方法。