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：连续气源航空发动机高空模拟试车台（简称SB101高空台）,是在地面模拟飞机空中飞行环境条件下,进行航空发动机试验的大型试验设备,是新研制发动机不可缺少的关键科研手段,也是一个国家能否独立自主研制航空发动机的重要标志之一。

简介：对常用的管道流阻计算经验公式如何应用在燃气轮机进气系统中作一全面分析。由于进气系统的复杂性，至使管道的结构形式与常用的经验公式以及所给的手册数据往往不相适应。为了利用过去的成果以及减小新试验的费用，阐述了适用于进气系统的流阻计算方法，并分析了不同结构应用书本上的公式所产生的误差，找到了一条与实践相结合的途径。

简介：通过对某型涡扇发动机进气总压畸变流场动态总压紊流度的计算,得到了在改变采样频率以及设计不同的数字滤波器对动态总压紊流度计算的影响结果,为分析和处理动态数据提供了一种方法.

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：空间航天器的推进装置,因一系列的技术要求,在历史上就趋于专业化.这些技术要求往往不适用于地面系统.这些特殊要求包括:安全性-推进剂常常是较危险的,如有毒、有害、易燃或压力高等;特殊的环境-热环境、机械环境、辐射和失重状态;可靠性-一旦进入轨道,就不可能再有机会更换出了故障的装置.推进系统装置可分为两类:推进剂贮箱和火箭推力器.它们除了应用于空间技术,在其它方面并无用处.因此"商用成品化"(COTS)的思维似乎不太合适.然而,通过工程改进推进系统,COTS在材料和加工方面可降低成本和风险.本文将描述推进装置的典型应用并介绍萨里太空中心是如何使用COTS理念的.推进系统的管路是由各种用电子和机械控制的电磁阀、压力传感器、压力调节器、过滤器和温度传感器等构成.它们既可作为空间项目的特殊工程进行研制,也可采用COTS作为航天设备的替代产品,萨里太空中心侧重于后者.通过有所创新的系统设计,COTS装置完全可以使用.

简介：在解决了设计、材料和制造的几个问题后,研制成功了一种重新设计的先导控制阀(RPOV)的密封件.为了避免阀座生产过程中引入过大或不平衡应力,需使用合适尺寸和形状的聚四氟乙烯密封件毛坯.在聚四氟乙烯中过大的应力将导致屈服和裂纹.正确选择聚四氟乙烯的技术标准同样重要,由不同树脂及工艺方法制造的材料的不一样的物理性能将极大地影响阀座的制造效果.控制工艺参数,特别是温度和应变量,是制造可用密封件的要点.本文将讨论这些和其他一些在重新设计的先导控制阀研制中获得的经验.

简介：本文专门概括双扰流器文氏管混合杯式喷雾装置（以下简称F101式喷雾装置）的设计变化及加工装配偏差对喷雾周向均匀性的影响，在设计变量上，试验了3种喷咀（径向直射喷嘴，双喷口喷咀，F100空气雾化喷咀和7种扰流器共21种组合，在加工装配偏差方面，试验了喷咀错位，扰流器进口偏差及扰流器出口偏差的影响。结果表明，喷咀的设计及加工，装配偏差比空气流动的影响更大。

简介：本文采用装有小流量双径向扰流器混合杯式喷雾装置的二元矩形试验燃烧室，在常压及进口空气不加温条件下工作燃烧试验，研究了不同的双扰喷雾装置对燃烧室的出口温度分布质量的影响。试验经果表明：正确设计的双扰喷雾装置将明显改善燃烧室出口温度分布质量。这对我国新型航空发动机燃烧室的研制以及三大部件中短环形燃烧室的研制都有直接的现实意义。

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.

简介：简要介绍了三种用于航空发动机附件传动机匣轴端滑油密封的端面密封装置中O形密封胶圈滑动摩擦力计算方法——Lindley算法、经验公式和Parker公司算法,提出了一种与实际装配情况相同的径向受压缩的O形密封胶圈有限元建模及滑动摩擦力计算方法。通过对同一套端面密封装置的O形密封胶圈滑动摩擦力进行的计算结果表明,有限元计算与经验公式的结果非常接近,Lindley算法结果偏小,而Parker公司算法结果偏高。