简介：商业及科研应用的小型卫星需要费用低的推进子系统。一般而言,这类推进系统仅用于通过反作用飞轮来完成轨道嵌入、轨道控制及姿态控制的飞行任务。这就允许贮箱采用简化的推进剂管理装置（PMD）。本文介绍这种推进剂管理装置的设计及研制方法。推进剂贮箱应该是具有较低费用的装置。它是利用叶片作为推进剂管理装置的全焊接钛结构,贮存30kg肼（N2H4）。这种推进剂管理装置没有活动件,毛细功能组件较少,因此,它能够确保贮箱重量轻,结构简单和费用较低。在低重力和推力室连续工作产生的低加速度条件下,这种叶片式表面张力贮箱能够提供所需要的不含气泡的推进剂。研制工作主要集中在叶片式管理装置,它的关键之处是性能及动态特性。由于重力作用,这种管理装置的主要困难是不能在地面进行试验。因此,必须通过模型及低重力试验来验证。建立稳态及瞬态模型,有助于模拟贮箱在不同流量及推力室工作产生的加速度、瞬态过程时的排液情况。依据相似准则,用中性浮力试验来模拟低重力环境。这种试验最大的好处是没有时间限制,所以能够完成一个完整的排液过程。模拟件设计要考虑模拟液与模拟件的接触角代表了氮/肼/钛的接触角。所有的分析及试验圆满完成,证明这种推进剂营理装置具有满意的性能。

简介：在简介磨粒流抛光工艺基本原理的基础上，分析了前置扩压器的工艺特点，论述了磨粒流夹具设计和工艺试验技术，并认为扩压器精铸叶片型面的抛光成功填补了我国航空工艺技术的空白。

简介：为测量压气机跨声叶栅表面压力场,选择美国ISSI公司的BinaryFIBPSP（压敏涂料）,并根据涂料和跨声叶栅合理搭配相机和光源系统,对涂料进行标定。设计了两种不同的光路布局和拍照方案,获取了吸力面与压力面在多个攻角和马赫数下的试验数据。结果表明：对于压气机叶栅试验,打光和相机采取侧向布局效果更好。在0°攻角下,吸力面的吸力峰靠近前缘;随着攻角的变大,吸力面气流在靠近前缘很短距离完成加速和静压下降过程,然后沿弦长方向开始减速,压力面气流在叶片前缘附近很短距离内完成减速增压过程。当马赫数达到0.8时,叶栅通道出现了激波;随着进口马赫数的提高,叶片吸力面和压力面表面的静压值变小。

简介：利用ANSYS大型有限元程序建立了复合材料气瓶的有限元模型，建模中将纤维缠绕层作为复合材料层合板处理，考虑了封头处缠绕层厚度及缠绕角沿子午线不断变化的情况。针对建立的模型进行了气瓶在几个工况点下的变形分析，利用最大应变准则预测了气瓶的爆破压力。通过分析结果与相应试验结果对比，验证了建模与分析方法的正确性。

简介：通过对差压传感器的低端施加正，负压力进行校准测试和数据处理，说明了传感器正反对称性是明显存在的，并从力学角度进行了简要分析，给出了应用实例和有关结论。

简介：性能精度是液体火箭发动机的一项重要指标，对于上面级发动机性能精度尤其重要。以某型泵压式上面级发动机为研究对象，利用影响分析树的方法识别了发动机生产、测试、性能调整过程中影响性能精度的干扰因素；针对所识别的干扰因素，通过仿真计算，得到了其偏差对发动机推力和混合比的影响。根据统计学原理，推导得到多项干扰因素影响概率的计算模型，并利用小子样样本对计算模型和程序的正确性进行了验证。利用该概率计算模型，根据置信水平要求，确定了多项干扰因素对发动机性能的极限偏差影响。根据发动机性能精度要求，分解得到了单个干扰因素的控制目标。

简介：介绍了一种涡扇加力燃烧室模型混合扩压器三维流场的测量方法，并对测量结果及其测量方法进行了讨论分析。研究结果表明：（1）采用带热电偶的全方位校准五孔探针，完全可以满足工程上定量测量三维流场的要求，具有较高的工程实用价值；（2）针对加力燃烧室混合扩压器的一些流动特点，建议五孔探针测压孔孔径不小于0.5mm，校准速度范围λ=0.1-0.4，角度范围α=-15°-+15°，β=-50°-+50°。

简介：采用数值方法对某发动机预旋系统展开三维模拟，研究了叶片供气通道转角处不同几何结构对供气通道气体流动和压力损失的影响。结果表明：预旋系统腔内叶片供气通道转角处结构对压力损失的影响非常大。其中转角处结构为倒圆时压力损失t~／1,，倒角时压力损失次之，直角时压力损失最大。可见改善供气通道结构可增大有效流通面积，使气流更容易流过叶片供气通道。

简介：利用位移机构移动四孔压力探针，对小展弦比涡轮转子出口不同试验状态下的流场进行了测量。试验前对四孔压力探针进行了标定，试验中利用同步锁相技术进行数据采集，采用等相位平均法进行数据处理，再通过插值算法对探针压力数据做进一步处理，准确得到了转子出口具有周期特性的马赫数、偏转角、俯仰角、总压、静压、速度等流场参数。测量结果清楚表明：泄漏流区域的速度低，对应的相对总压小，损失大；间隙大时，泄漏流显著，导致气流亏转，对应的静压高，膨胀程度小于主流。

简介：为研究叶片在不同攻角下引起的气流分离对叶栅出口气流紊流度的影响，借助动态压力测量设备和测试技术，完成了某扩压平面叶栅在进口马赫数为0.677，攻角分别为0°、-10°和＋8°三种典型工况下，尾迹非定常流动的测量。通过测量尾迹区域沿栅距方向和轴向的尾迹动态压力，并对动态压力数据进行时域分析，得到叶栅尾迹非定常流动的时均总压和压力脉动云图，揭示出尾迹区流动过程，同时还与叶栅的气动性能和气流稳定性进行了关联。

简介：通过建立数学模型,对发动机起动过程中,当泵后主阀打开时,泵出口压力下降的原因进行了分析计算,认为是由于液体推进剂的加速流动导致泵入口压力大幅下降并在泵腔中引发短时汽蚀所致.

简介：综述了国内外双组元落压推进系统的应用现状和技术特点，结合国内卫星推进系统的技术现状，分析了双组元落压推进系统混合比控制和大落压比高性能双组元发动机两个关键技术，提出了需开展氦气溶解特性、混合比变化、发动机偏工况试车等地面试验研究，为其工程应用提供技术支撑。

简介：根据二级箭体钝化处理的需要，小推力泵压式游动发动机需要在低入口压力下实现自身起动，进入稳态工作。在MWorks通用仿真平台的基础上，建立发动机起动过程系统仿真模型，通过试车数据验证了仿真模型的合理性。进一步分析了发动机的入口压力条件、主阀流阻以及环境压力对发动机起动过程的影响。结果表明：发动机能够实现自身起动，但起动过程较长；氧化剂的入口压力对发动机自身起动过程影响很大，氧化剂入口压力降低，涡轮泵起旋时间延迟明显，起动品质变差；降低发动机主阀流阻，能够使涡轮泵起旋时间提前，改善起动品质；环境压力降低使推进剂充填过程加快，涡轮泵起旋和工况爬升加快，有利于发动机的自身起动过程。

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：详细介绍了某重型燃气轮机天然气燃料燃烧室全温全压试车台建设，及全温全压排故试验。建立的全温全压试车台满足使用要求，积累的试验台建设经验为后续更高指标的试验器建设奠定了技术基础；燃烧室全温全压试验重现了电厂故障，验证了燃烧室壁面烧蚀的原因，为燃烧室现场排故及后续优化设计提供了技术支持，同时也获得了宝贵的全温全压燃烧室排故试验经验。

简介：介绍了压气机进口压力畸变场测试用传感器实时校准系统的技术要点、系统构成和校测结果。表明采用该系统后，能在保证测试精度前提下节省测压系统经费，适用于压力传感器多，量程一致的的压力测试中。

简介：针对某型流量调节器及泵压式供应系统,建立了描述其动态特性的频域分析模型,研究系统在出口压力扰动下的频率响应特性以及系统的固有稳定性.结果表明调节器在系统中的位置对系统高频范围内的频率特性影响很大.当供应系统总压降保持一定,增大出口局部流阻的压降能降低系统的谐振峰.当出口局部阻力较小,管路长度比例合适时,系统能够出现自发的不稳定.出口局部阻力越低,系统的总管路长度越大,则系统稳定性越差,不稳定的管路长度比例区间就越大.系统产生不稳定的机理是,在合适的管路长度比例下,调节器第二道节流口所分成的两截管路的声学频率相匹配,且流量调节器处于固有频率的压力波腹,滑阀始终受到频率一致、较大幅值的脉动压力的作用,使得滑阀在固有频率下产生明显的随动响应,对系统形成正反馈.在系统的阻尼耗散作用不足时,形成了耦合的不稳定系统.

简介：通过对复合材料加筋壁板屈曲理论计算方法、工程计算方法的计算结果与试验结果的对比，筛选出一种计算复合材料帽形加筋壁板屈曲载荷更为简单有效的方法；针对复合材料帽形加筋壁板的结构特点和破坏模式，提出一种估算复合材料帽形加筋壁板破坏载荷的方法，用该方法在几个项目上的计算结果与试验结果进行比较，发现两者误差较小，为结构设计人员在初始设计阶段对复合材料帽形加筋壁板强度评估提供了一种简洁的途径。

简介：针对飞机上常见的液压及燃油管系结构，叙述了两种简化的动力学分析数学模型，并用仿真算例说明了管中液体的流速及压力对管道结构动力学特性所产生的影响，同时说明了两种简化模型的适用范围。

简介：ARC公司22N挤压式反作用力控制系统姿控发动机已通过大落压工况下的delta-验证。delta-验证由以下内容组成:通过热试车分析发动机工作条件、演示性能和寿命能力。试验包括占空比从12%到97%及入口压力从2.5MPa到0.5MPa的工作循环,入口压力的变化演示了从39%到129%的工况调节能力。对发动机工作条件和试验情况进行了总结,认为该发动机设计满足大落压工况要求。