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：介绍了液氧／甲烷气液喷注器热试验情况，试验燃烧室压力7．1～7．4MPa，混合比3．5～3．9。研究了不同的喷嘴结构参数对燃烧性能和流量特性的影响。获得了燃烧效率、流量系数、振动、点火性能以及积炭特性等重要参数。

简介：采用POLYFLOW软件，对幂律型凝胶模拟液在直圆管内的流动和流变特性进行了数值模拟研究。结果表明：在流速和管径不变时，压降随管长的增加成线性增加；在流速和管长不变时，压降随管径的增大急剧减小；随着流变指数的减小，直圆管轴线附近出现明显的柱塞流动区，在此区域内，速度和剪切速率变化较小，剪切粘度值趋于最大；在管壁附近．速度和剪切速率变化较大。剪切粘度降低明显。

简介：本文根据我厂研制的新型发动机涡轮壳体的整体起高压液压强度试验和气密性试验的技术要求对其所需的试验夹具的设计方案、夹具结构设计、夹具的特点、夹具精度、强度计算及结论等内容进行了具体分析和详细论述.

简介：分析了SB303全台压气机试验器排气道的变形原因，综述了修复方法和调整过程，并初步总结了非标准设备维修工作的一般规律。

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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：本文概述了K—1火箭推进系统及其研制情况。目前随着推进系统各主要组合件考核的完成,首枚火箭即将完成。已经完成的组件图样表明推进系统是可行的。

简介：目前正在研究采用F-1的衍生物——F-1A作助推发动机,采用SSME作上面级发动机。现已完成了F-1A发动机再次启动的性能评估研究。已确认该发动机改型项目的总数达224项,最直接的问题是生产现代化或利于规模生产。研究中未找出至关重要的技术问题。对SSME的评估着重于高空起动或轨道再起动组合使用的模拟。本文讨论了入口压力变化及热响应相互之间的关系。对阀的工作程序和发动机上控制孔板作了小小调整,使发动机的高空起动模态与地面起动的情况相同。发动机的轨道模态还要求有少量推进剂进行再循环并稍加一些加热控制,以确保在初始射入后从一个轨道到三个轨道的满意起动。

简介：本文通过分析液膜/辐射冷却的双组元姿控发动机的工作特点,根据两边区流管的卷吸模型,按混合比近似地将燃烧室流场分为一个中心区和两个边区,计算了液膜/辐射冷却的低推力液体火箭发动机液膜冷却对性能损失的影响。并分析了考虑性能分析的结果,及综合传热模型对发动机的设计参数的选择。本文的方法可为同类发动机设计中的性能计算及参数优化提供参考。

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：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。

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简介：介绍了采用YAG脉冲激光器焊接不锈钢1Cr18Ni9Ti的工艺过程,通过调整离焦量、焊点重叠率、峰值功率和脉冲宽度进行试件焊接,并对焊缝熔深进行检测。试验结果表明:离焦量对焊缝熔深影响较大,负离焦量时可以获得较大的焊缝熔深;峰值功率对焊缝熔深影响最大,但峰值功率过大易出现焊接飞溅;焊点重叠率与焊缝熔深有效性密切相关,对产品密封性能影响大;脉冲宽度对焊缝熔深影响较小,对焊缝表面成形状态影响较大。针对推进系统中阀门壳体激光焊缝熔深要求,优化了工艺参数。采用上述工艺规范焊接的阀门产品已经过飞行考核。

简介：某型号火药起动器壳体采用新材料1Cr11Ni2W2MoV,需要进行焊接工艺研究。针对此产品进行了自动TIG焊工艺试验,对比了S-659和HGH367两种焊丝以及不同焊接电流、焊接速度配合所焊焊缝的组织及性能。结果表明,采用S-659焊丝以及大电流高速焊的"大规范"的焊接参数所焊焊缝,成形、组织及性能均更优,焊缝质量满足QJ1842-95Ⅰ级要求。在此基础上进行了产品模拟件及正式产品的焊接,所焊产品经X光检查合格,液压、气密试验考核合格,满足使用要求。

简介：美国国家航空航天局/喷气发动机实验室(NASA/JPL)飞往土星的凯瑟林飞行器将于1997年10月发射,利用4年时间到达行星轨道,然后于2004年抵达土星表面。该飞行器主推力矢量及姿态的控制由凯瑟林推进组件子系统(C—PMS)提供。此系统将使用大量军用高温常闭阀(NC)以完成未来11年持续飞行(MMD)的艰巨重任。这种高温阀应具备在未接到动作指令时,一直可使流动介质隔开的功能;而一旦打开,该阀应不妨碍介质流通且可防止内部介质泄满至阀外。为使外泄漏量满足飞行器行星飞行任务的要求,在仿Viking设计基础上对设计细节加以改进。本文提供的就是经过质量鉴定的设计解决办法;另外,它还提供了一种对作动后检漏的先进技术,此技术可更好地用来测试阀体内主要金属对金属间的气体内泄漏.

简介：介绍了用于发动机的温度限制器的工作原理，所采用的关键技术及实际应用情况。使用情况表明，该限制器设计合理，具有工作可靠，稳定，精度高的特点，实用价值较高。

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.