简介：描述了85%过氧化氢分解气体驱动的四缸柱塞泵,泵重为400克、在出口压力近5MPa下可供水172mL/s.在压力和流量相当条件下,对采用该泵的气体发生器循环系统进行了测试.泵靠一小部分泵压过氧化氢的分解气体驱动,该系统靠0.2MPa低压贮箱自身起动,还评估了蒸汽凝结对系统性能的影响.

简介：为提高航空发动机某工作点的模型精度，并拓宽航空发动机在该工作点控制包线的范围，可应用非线性模型来描述该工作点的动态过程。基于该非线性模型，首先应用Lyapunov稳定性定理设计出一组控制器，然后应用广义Gronwall-Bellman引理的方法完成该控制器性能验证。仿真研究表明：系统响应速度快，能有效抑制干扰，具有良好的跟踪性和鲁棒性，验证了该设计方法的有效性。

简介：分析了一种适用于微型燃气轮机的回热器的结构特点，计算了该回热器的回热度和压损，并分析了各结构参数对其性能的影响规律。在限定回热器体积的情况下，提高回热度和降低压损两者相矛盾，为协调好这两个参数，可在给定燃气轮机其它部件参数的情况下，根据使整机效率最大化的原则优化回热器结构参数，得到尽量高的回热度和尽量小的压损。

简介：将发动机热端部件一弯曲混合管埋入尾机身模型内部并引入旋翼下洗气流与热排气强迫混合，这是一种新型的一体化红外抑制器结构。通过数值模拟和实验分析比较了波瓣喷管与旋翼下洗的混合流场，并且获得了不同旋翼下洗气流作用下模型壁面的红外辐射光谱。结果表明：在弯曲混合管出口存在低压区，使得周围冷却气流在压差的驱动下被不断吸入混合；模型的红外辐射主要以8～14μm波段的红外辐射为主，随着旋翼下洗气流速度的增加，模型的红外辐射强度逐渐降低。

简介：为满足各型号发动机对冷调试验的设计要求，利用可编程控制器准确的时序控制．在水试状态下考核发动机流量调节器、换向阀、发生器燃料阀的工作协调性。验证调节器转级时发生器点火路和推力室点火路的充填特性，获得了流量调节器和换向阀的工作特性参数。为各型号发动机的深入研究提供了有效的依据。

简介：通过对综合电子调节器低压压气机导流叶片调节通道(即PHA通道)内部电路和控制规律的研究，以及低压压气机叶片角位移传感器(即α1角位移传感器)特性的外部测试，设计了模拟传感器的试验方案。该方案采用硬件电路对综合电子调节器输入传感器的信号进行调制，采用软件编程对模拟传感器进行调制。试验结果表明，模拟传感器可以完全替代真实传感器的功能。且满足一定的精度和可靠性要求，为综合电子调节器的离位检测及其数字化研究提供了新的思路．

简介：本文对燃烧过程进行探索,而燃烧过程决定了液体火箭发动机的燃烧不稳定性.为了深入地阐明燃烧不稳定性机理,采用一种能够准确预测各种擅击式喷注器的推力室最可能维持的燃烧不稳定性振型的经验相关式,与特征时间分析法结合,形成一个燃烧稳定性的试验研究大纲.在初步研究结果的基础上,对撞击式喷注器射流的雾化特点进行广泛而深入的研究.在冷试中测量了液雾扇破碎长度、液滴尺寸分布以及雾化频率.观测到三种非常有意义的现象:雾化频率与稳定性相关式所预测的最可能发生的燃烧不稳定性的频率相似;随着平均液滴直径尺寸的增加,所预测的稳定燃烧的裕度相应增加;随着液滴尺寸分布的散布度的增加,所预测的稳定燃烧的裕度也相应增加.这些所观察到的现象与燃烧不稳定性理论相当一致,从而说明,周期性的雾化过程和高的能量释放密度是燃烧不稳定性机理中的两个关键因素.

简介：随着卫星和其它空间飞行器质量的增加以及在轨时间的延长,要求整体式推进系统中的主推进器具有更高的性能。因此就有了为满足提高发动机比冲的要求而开发的改进性能的445N双组元液体火箭发动机ModelR-4D-14,通过鉴定已经证实了这种发动机的比冲为3161±20m/s及超过30000秒的使用寿命。通过使用由Ultramet开发的专利产品—化学气相沉积铱作内衬的铼燃烧室,该款发动机已经达到了较高的比冲性能,同时这种材料和一个下垂式分级燃烧室（预燃室）结合强化燃烧过程,消除在未反应燃烧产物与铱衬里之间的任何潜在的化学反应及腐蚀。445N高性能远地点液体火箭发动机（HPLAE）ModelR-4D-14通过飞行试验已经证明了用于休斯601HP及702卫星是合格的。另外一项研究将着手开发使用四氧化二氮、肼为推进剂的ModelR-4D-16HiPATTM发动机,通过测试已经证明这种发动机在混合比从0.7到1.3、推进剂在4℃～38℃及推力在310～560N的变化范围内具有3207.9m/s的比冲。

简介：试车台排气噪声强,达标治理难度大.把研制的内插管扩张室消声器应用到试车台排气塔上,具有降噪效果显著、性能稳定、流阻小、耐温性好、不产生二次污染和造价低的优点.现已建成8座内插管扩张室消声装置,其中A109排气塔顶最高噪声级为77dB(A),总的降噪能力在70dB以上,为国内大型发动机试车台的消声工程全面达到工业噪声控制和环保标准提供了实例.

简介：HS-125型水力测功器是SB121小型航空动力装置高空模拟试车台测量涡轴涡桨发动机输出功率的关键设备。本文简要介绍了HS-125型水力测功器工作原理、主要技术指标、试验程序，概述了试验过程中出现的问题和处理方法。经过数据处理和分析，验证了水力测功器的一些特性，对正确使用和维护水力测功器具有一定的指导作用。

简介：随着导弹等高速飞行器设计速度的不断提高，由于气动加热引起的结构内部热效应越来越严重，由于高超速飞行器热防护的需求，对轻质材料的隔热性能研究显得尤为重要。本文采用气动热试验模拟系统对某轻质隔热材料进行表面气动加热模拟试验，并且在对试验结果分析的基础上，利用有限元计算软件建立了考虑传导一辐射传热耦合作用的轻质隔热材料的一维传热计算模型，计算在稳态条件下隔热材料的隔热效率，同时与试验结果对比，验证模型在计算稳态隔热效率方面的可信性和有效性，并为数值模拟方法能够在一定程度上较好地替代价格昂贵的气动热模拟试验打下基础。

简介：发展船用和工业用燃气轮机，是一项高科技系统工程，本文回顾了用WS9航机研制WS9G2船用燃气发生器的过程，对研制的经验教训提出了自己的认识，指出了大力协同，结合航机，综合开发，多方集资，相互促进，开发好燃机产品的途径，可供今后的燃机开发工作参考。

简介：高温度峰值、高温升率气动热环境试验模拟技术在地面热一结构试验中是关键技术。本文介绍了自行研制的基于模块化石英灯加热器的气动热环境试验模拟系统。对模块化石英灯加热器设计思路进行阐述，在此基础上进行了试验测试。试验证明，对隔热瓦类试验件表面温度达到1500℃，试验时间不低于100min，并具有不低于15min的1600℃级试验的能力；对带金属蒙皮的隔热瓦具有60℃／s的高温升率。与普通石英灯加热器相比，模块化石英灯加热器具有高温度峰值高温升率热环境试验模拟的能力，具有良好的应用前景，对飞行器的地面验证试验具有重要的应用价值。

简介：在分析通道校正电路的内部连接方式的基础上,按不同的SSI指令和nHC换算转速分类进行了试验.通过喘振压力信号对综合调节器的校正试验,得到了喘振压力信号对nL、nH和Tt5通道的修正关系.修正结果表明修正效果与SSI指令和nHC换算转速的大小密切相关.