简介：掌握涡轮导向器温度场测试方法及准确的温度场分布，对于涡轮导向器的设计、改进具有重要的理论价值和实用价值。利用不可逆示温漆，测量了高压涡轮导向器在最大工况下的表面温度。结果表明：喷涂在高压涡轮导向器表面的不可逆示温漆，在高温、高压下附着牢靠，等温线清晰；成功录取了整个高压涡轮导向器的表面温度及温度场分布，可为该型发动机高压涡轮导向器的热应力与寿命分析提供数据支撑。

简介：介绍和分析了某航空发动机涡轮导向器的基本结构形式、主要零（组）件的设计、连接形式、封严和喉道面积的调整方法。

简介：为了准确测量液氧/煤油发动机试验过程中的液氧流量,在液氧主容器中设计、安装了铜-康铜热电偶传感器构成的分层温度测量装置。根据热电偶温度测量原理,分析参考端、接插件等因素对容器内液氧温度测量值的影响,提出改进措施,提高了容器液氧温度测量精度。

简介：以提高单级风扇压比为目标，深入研究已有高压比风扇技术，提出一种新型双排串列、斜流风扇结构。针对串列风扇气动布局的新特征，发展了串列风扇通流设计方法及基于非均匀有理B样条叶型中线生成方法。利用新建立的气动设计系统，进行了串列风扇气动布局设计与分析，开展了高负荷串列叶片流动匹配研究，并采用三维造型等多项先进技术，成功实现了进口全超声串列静叶设计。三维数值模拟结果显示：新结构串列风扇动叶之间流动匹配良好，超声静叶激波后的流动分离得到有效控制，高负荷条件下串列风扇仍保持良好性能。

简介：介绍了利用手工电源改造成为导管自动TIG焊系统,对高压动力管道进行焊接的工艺方法,并对实际具体操作进行了详细阐述。

简介：姿轨控液体火箭发动机绝大部分零件以回转体为主结构，具有多品种、变批量的生产特点。以该类零件的加工制造单元为研究对象，在分析单元要素特性要求的基础上，是出了双车削中心制造单元的建设方案，对单元的配置、工艺稳定性和柔性等三个维度的实见技术进行了研究，给出了具体的技术措施。

简介：某型飞机环控系统空气散热器性能试验的管路出口排气总声压级达到了130dB，严重影响到实验室的工作环境。依据小孔喷注消声原理设计了一种复合式小孔消声器。该消声器适用于高流速、高低温环境，应用中具有良好的降噪性，可为其他管路气流噪声的消声设计提供参考。

简介：目前运载市场需求一种高性能、低成本的泵压式双组元可贮存推进剂发动机,用于一次使用运载器的上面级。本文介绍了大西洋研究公司和空气喷气公司共同为洛克希德一马丁宇航公司研制的阿金纳2000发动机,其推力为67kN。目前阿金纳2000发动机已经成功地完成了一系列严格的试验,原型发动机予98年底顺利通过了60s的鉴定试验。本文介绍了阿金纳2000发动机系统和主要组件的设计状态,喷注器和燃烧室水试校准结果及各种热试车系列的试验结果。

简介：基于轴流压气机逐级过失速特性和燃烧室特性，建立了带主燃烧室的多级轴流压气机过失速的分析模型。发展了分析轴流压气机过失速响应的动态滞后方法，确定了压气机过失速响应的统一时间常数。并将该模型应用到国内某型发动机的过失速行为的分析，得到了合理的定性理论结果。

简介：介绍了高压压气机四个叶片截面的平面叶栅吹风试验情况，在详细分析试验结果的基础上，对设计工作进行了评价。

简介：本文介绍了一种复合倾斜导叶的冷却结构形式:叶背区采用冲击冷却形式,前缘和叶盆区采用气膜覆盖冷却技术,尾缘区采用带冲击的扰流柱强化冷却技术;利用热分析软件包对复合倾斜导叶进行了设计计算,并利用冷效试验对复合倾斜导叶的冷却效果进行了验证.结果表明,本文介绍的复合倾斜导叶的冷却结构设计是合理的.

简介：采用计算流体力学方法数值模拟了某型液体火箭发动机燃气发生器氧腔内部流动，详细分析了氧腔内部的三维流动特性。从压力分布等方面分析了造成喷嘴流量分布不均匀的原因，并据此对发生器结构进行了改进，结果表明喷嘴流量分配均匀性得到了明显改善。

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：参阅国外文献并利用国内研究试验结果,论述了直流式喷注器的基本型式,给出了设计方法,包括喷嘴排列设计、排列计算.从喷注器设计的角度出发,提出了解决燃烧性能、燃烧不稳定性和冷却问题的途径;叙述了喷注器的制造工艺过程及加工方法.

简介：介绍了航空发动机温度畸变试验装置的工作原理、设计技术要求、主要设备以及用涡喷和涡扇发动机调试和对比试验的结果.调试结果证明:该装置具有高的工作可靠性、可控性和稳定性,高温区平均温升值可达10～400K,绝对温升率可达300～5500K/s,可用于空气流量为30～150kg/s各类燃气涡轮发动机的温度畸变试验.

简介：本文根据现行GB150—89《钢制压力容器》及笔者十余年设计压力容器的经验,并参考相关资料,对钢制高压容器两种典型的简体结构形式进行了强度计算,并在此基础上对其优、缺点及各自的造价进行了分析,得出了结论。同时,将其在常温下的储气量做了计算并给出了估算放气过程容器中温度降低的计算方法。

简介：管路连接操作在液体火箭发动机组件液流试验中非常频繁,为了提高试验效率、降低试验过程中密封件的损耗,需要将现用的连接方式进行改进,而高压快速连接接头在国内市场并没有成品。因此,结合实际操作对液流试验用的连接接头进行了重新设计,并经过不断改进和验证,达到了快速、可靠的连接目的。

简介：研制一种远程、先导式高压大流量减压阀；介绍了该减压阀特点，建立了减压阀数学模型，利用Matlab进行该减压阀动力学仿真，研究各个参数对减压阀性能的影响。根据仿真结果，加工了一台实物产品。搭建了减压阀性能测试试验台，分析了压力、流量特性，并和仿真做了比较。结果表明：仿真和试验符合的比较好，说明仿真对减压阀的研制与分析具有指导作用。该减压阀使用方便，安全、可靠，已经用于数个试验中。

简介：通过建立的内部齿轮箱主腔简化模型，应用RNGk-ε湍流模型，对航空发动机内部齿轮箱主腔流场进行了CFD数值模拟，分析了进口旋流对主腔内流动的影响。结果表明：进口速度增加时，进入主腔内的流体会更快穿过主腔流出，并减少与腔内低能流动的混合，且流体在腔内的停留时间与其进口速度存在一定程度的关联，速度越高越快离开主腔；腔内流场以出口位置作为径向分界面，可大致分为上部受进口旋流影响的区域，和底部不受进口气流影响的低速流动区域；在上部区域，由于进口旋流的作用，流场中生成了4个大小不等的旋涡，使得流动掺混增强。

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.