简介：提出了液氧/空气/甲烷DRBCC(dualrocket-basedcombinedcycle)推进系统。在该系统中,引射火箭和纯火箭采用液氧/甲烷补燃循环系统。在引射火箭模态,液氧/甲烷富燃预燃过程工作,其富燃燃气作为引射源吸入和加热空气,并与空气补燃。在超燃冲压模态,液氧/甲烷富燃预燃过程产生的燃气可以增强超燃过程或作为超燃模态的燃料,降低超燃模态的技术难度。在纯火箭模态,液氧/甲烷闭式补燃循环系统处于全过程工作状态。因此,在DRBCC推进系统中,引射火箭、超燃模态和纯火箭模态高度融合和兼顾,并采用单一燃料,使液氧/空气/甲烷DRBCC推进系统具有良好的可实现性。

简介：根据飞机结构可动翼面试验的要求，提出并比较了两种保证载荷大小和方向的加载方案，讨论了翼面偏角的测量方法和基于反馈的命令控制技术。经试验验证，飞机结构可动翼面加载方法是可行的。

简介：AestusⅠ发动机是戴姆勒一奔驰公司和火箭达因公司将要合作研制的泵压式可贮存上面级发动机,它的推力室和涡轮泵(燃气发生器)设计分别参照Aestus和XLR-132发动机,因此具有较强的继承性。该发动机性能高、研制成本低、周期短、风险小,适用于多种运载器。本文介绍了有关技术问题和研制计划。

简介：在冷战时期,从战略快速反应角度出发,研制的可贮存液体推进剂都是剧毒的,应该从当今商业发射市场消除。可贮存液体推进剂的重要特性是常温下呈液态,能够长期贮存、自燃。然而,绝大多数这种推进剂也带有强烈的毒性,人们一旦接触,就可能导致死亡。虽然这些推进剂仍然应用在长期贮存及快速反应系统,低温无毒推进剂能够较好应用在许多发射领域,特别是大型助推器上。可贮存推进剂应用的最好例子包括长期在轨卫星位置保持及快速反应武器系统中的推进系统上。然而,这些独特系统所需要的推进剂量同大型助推器所需要的推进剂量相比暗然失色。这些独特系统的要求,即真正需要长期贮存,其推进剂量只是目前使用总的有毒推进剂量的1%。其余的99%并未应用在需要长期可贮存的系统中。例如质子号助推器的推进剂用量接近普通卫星轨道保持推进剂系统推进剂用量的1000倍。实际上,氧化剂变成洁净的液氧将会降低成本并且显著提高商业发射的有效载荷。转交的障碍在于能否花得起钱,重新鉴定将有毒的推进系统转交成无毒低温推进系统。管理需要和可贮存系统的维护费用要求将最终迫使这种转变成为现实,但产业初期的投入将更具有经济意义。

简介：本文对我国可贮存推进剂通用上面级YF-40发动机的研制情况进行了总结,介绍了发动机研制历程、发动机特点、突破的关键技术、取得的技术成就和研制经验.

简介：可移动插板式压力畸变发生器是现代航空发动机稳定性评定试验中的一项关键设备。本文概括介绍了中国燃气涡轮研究院可移动插板式压力畸变发生器的设计与试验。试验结果表明，设计是成功的，研制出的可移动插板式压力畸变发生器能够满足发动机稳定性试验研究的需要。

简介：本文简单介绍了轻型直升机涵道尾桨发展的情况,以欧直公司对新型涵道尾桨和BELL公司对DTR尾桨所做的研究为例,阐述了影响涵道尾桨气动和声学性能的关键因素.

简介：自20世纪50年代朝鲜战争以后，朝鲜与以美国为首的西方国家发生过多次摩擦与对抗。其中，影响最大、最富戏剧性的是35年前发生的“普韦布洛”号电子侦察船事件。

简介：阿丽安5型火箭的第二次和第三次鉴定飞行试验的成功是欧洲未来太空运输的一个重要里程碑;新型运载器和它的演变型将在后十年的航天发射市场占据领导角色.进一步的改进需要有突破性的设计概念变革;只有以部分或全部可重复使用性为基础,才可能降低成本:可以预计在2015年左右阿丽安5的后继型必定可重复使用.相应地,所需的几项新技术主要涉及气动热力学、先进结构和材料、可重复使用动力系统,健康诊断系统等.为此,ESA已建议未来运载器技术计划(FLTP)的目标是:确认运载器可重复使用性的优势;鉴别、开发和评估新一代低成本运载器研制所需的技术;精心编制地面和飞行试验与验证大纲,要求在运载器研制阶段和进一步进行验证试验之前可达到足够的置信度;通过分析候选的运载器方案及技术研究项目的综合。为拟于2007年启动的下一代运载器的欧洲研究计划的项目决策提供依据.FLTP的目的在于借助于三项中心工作解决以上问题:系统概念研究技术开发地面及飞行验证试验技术要求在对未来任何欧洲主要新型运载器研制作决定之前,第一阶段持续三年时间的一项两阶段研究计划将会获得对未来运载器系统构型、可行性和总体优势的清晰了解.

简介：重复使用是降低航天发射成本的重要途径之一,是液体火箭发动机未来发展的重要方向。本文分析了可重复使用液体发动机的发展趋势,针对可重复使用运载器对发动机功能的需求,探讨了动力系统方案;对比了液氧煤油和液氧甲烷等推进剂组合和不同循环方式,认为几种发动机方案均可满足重复使用运载器的需求;研究了重复使用发动机的关键技术,提出应重点研究可重复使用液体火箭发动机高温组件热结构疲劳寿命评估及延寿技术、运动组件摩擦磨损技术、结构动载荷控制与评估技术、快速检测评估与维修维护技术、健康监控与故障诊断技术、二次或多次起动技术与大范围推力调节技术等。

简介：

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。

简介：据台媒最新报道，台湾军方参谋本部一份机密报告指出，台湾只能承受大陆九十六枚导弹攻击，若大量导弹来袭，台湾防御体系将遭致命打击。

简介：近来,有关空间运输与研究可重复使用火箭各种需求的增加,世界各国正致力于降低费用与提高可靠性的工作。在美国,研制可重复使用火箭“冒险号”以替代航天飞机,其二分之一缩尺模型“X-33”计划1999年进行第一次飞行。在日本,计划研制可重复使用火箭(RLV)的主要依据是建立在H-2A火箭技术之上,在研制空天飞机型RLV前,先研制HOPE-X。计划研制的可重复使用火箭发动机是采用液氢/液氧、推力980.665～1961.33kN,并具有调节能力的发动机。发动机(包括液氢/液氧涡轮泵)的其他要求是工作寿命长,可靠性高。本文就可重复使用涡轮泵提出了一些关键技术。

简介：22N双组元液体火箭发动机采用四氧化二氮和一甲基肼为推进剂,在这样小的发动机中认为产生一次切向不稳定燃烧是不可能的,因为,这需要有极高的振荡频率。1991年,一台22N火箭发动机在常规的验收试验中,遇到燃烧室被烧毁时,就否认了是高频不稳定引起的。由于缺乏高灵敏的测试仪器和基于高振荡频率的一次切向不稳定燃烧是不可能产生的认识,因此,进行了大量的故障原因分析工作。后来的研究结果证明,50000Hz频率左右的一次切向不稳定燃烧是能够出现的。而改变喷注器集液腔容积和应用亥姆霍兹谐振器,便能成功地消除这种类型的不稳定燃烧。

简介：介绍了适航条例对民用发动机动态性能的要求，并以完成初步方案设计的某民用大涵道比涡扇发动机为例，开展了民用大涵道比涡扇发动机动态性能模拟研究。研究了不同供油规律、不同转子转动惯量和飞机引气及功率提取对发动机加减速性能的影响。讨论了动态过程压缩部件工作线的偏移情况以及影响发动机动态过程的主要热效应现象，并采用相关文献的结论对得到的加、减速时间进行了经验修正。

简介：采用计算流体力学方法开展了超燃冲压发动机流场二维及三维数值仿真,获得了发动机流场结构及流动细节.探讨了二维简化计算的适用性及不足.通过对发动机各部件受力的分析,得到了发动机初步性能,并就支板及凹腔的减阻设计提供了一些参考.

简介：以国产大型客机C919配装的大涵道比涡扇发动机飞行试验为应用背景，研制了基于动态、稳态压力和总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙。为评估和验证其角度、速度测量特性及参数测量精确度，进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验研究。结果表明：在马赫数0.2-0.6、攻角和侧滑角-20°-20°范围内，耙体压力测量相对误差小于0.5%，满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。

简介：为评估分开排气大涵道比涡扇发动机高空模拟试验的排气特性，采用数值仿真方法，对分开排气发动机高空模拟试验时配备的排气扩压器的结构进行分析。主要从发动机尾锥与排气扩压器入口距离、排气扩压器结构尺寸、舱内压力模拟偏差及次流四方面影响进行排气特性计算，并以发动机设计推力进行检验。结果表明：该发动机进行高空模拟试验时，排气扩压器直径应不小于3.5m，排气扩压器直段长度不小于9.0m，发动机尾锥与排气扩压器入口距离以0.85倍扩压器直段直径为宜；发动机飞行包线的巡航点和左边界点的推力偏差，均随模拟舱压偏差绝对值的增大而增大，但巡航点推力变化斜率较大。

简介：1．前言。军用飞机和直升机都属于昂贵的武器装备，对于它们的研制和采购都需要花费巨额资金。因此，各国对已研制成功的航空武器装备，在生产和使用过程中总是千方百计地改善其性能、挖掘其潜力、充分发挥其作用。特别注重利用新出现的高新技术，对其进行升级改造，以提升其性能和作战能力。升级改造是世界各国在武器装备发展中所采取的通常做法，尤其是在20世纪90年代冷战结束、军费削减的情况下，这种做法更加倍受欢迎。