简介：概括叙述了载人航天推进系统的主要功能与特征,重点介绍了推进系统方案及其关键部件的选择、参数确定以及研制中的特殊要求,最后就航天推进系统的未来发展简要提出了作者的认识和看法.

简介：回顾了航天大国运载火箭及推进技术发展历程，重点分析了美国、俄罗斯等国航天运载器推进技术的发展现状和后续发展思路。通过对当前世界主流运载火箭的构型特点和推进技术水平的对比和发展趋势总结，对中国未来发展载人航天运载器和先进推进技术的主要方向提出了建议。

简介：通过对国内外登月舱下降发动机的研究历史及最新进展的综合分析，提出了我国登月舱下降发动机初步方案：挤压式系统方案，重点考虑N2O4/MMH组合，也可以考虑LOX／煤油组合；泵压式系统方案，重点开展LOX／LCH。膨胀循环变推力发动机技术研究。开展载人登月舱下降发动机的技术研究将对我国月球探测、火星探测等工程提供坚实的技术保障。

简介：为保证载人飞船在新的连续偏航姿态下轨控机组的热控状态满足各组件温度指标要求,利用I-deas/TMG软件对连续偏航飞行姿态、原热控状态下的轨控机组进行了高温工况在轨仿真分析,根据分析结果提出了高温工况下热控状态设计改进方案。对改进热控措施后的轨控机组进行多轮高温工况热分析计算和低温工况功率复核。结果表明：新热控措施能够保证轨控机组各组件在工作过程中温度均符合温控指标要求,可开展工程应用。

简介：以空天飞行器翼面模型为研究对象，通过有限元仿真，分析了加热状态下翼面模型的瞬态温度场和振动特性变化过程。研究表明，热效应引起材料弹性模量等参数的变化以及结构热应力，两者综合影响下，结构的固有频率降低。因温度产生的热应力对结构刚度贡献不能忽略，因为热应力的表现形式包含拉应力和压应力，拉应力增加了结构刚度，压应力减小了结构刚度。有限元仿真发现，材料弹性模量等参数的变化比热应力对固有频率的影响更大。

简介：热防护系统是保护高速飞行器不受气动加热影响的主要手段，是高速飞行器不可或缺的重要组成部分。概括介绍了高速飞行器热防护系统的类型，主要包括五种类型的热防护结构和五种类型的热防护材料。对作用于高速飞行器热防护系统的多种因素进行了分析，阐明了高速飞行器热防护技术的发展方向。

简介：本文介绍了载人航天火箭发射过程中发动机逃逸报警参数的确定方法.该方法切实可行,易于实际操作,可用于我国载人航天发射中发动机逃逸报警线的确定.

简介：波音洛克达因公司(BoeingRocketdyne)的氢氧发动机RS-68已作为德尔它Ⅳ火箭的第一级通过飞行验证。该发动机是自从航天飞机主发动机(SSME)研制以来,美国第一次用低温发动机作为火箭的一级发动机。RS-68发动机推力295,100kg,热试车183次,总试车时间18,654秒。

简介：介绍了涡扇发动机在飞行试验中出现的一次高空喘振故障,分析了故障现象。采用排除法逐一对比了进气道前方来流条件、燃烧室供油,以及从进气道喉道面积、高低压压气机前导向叶片直至尾喷口喉道的一系列流道可调机构的工作过程,分离出了最可能的致喘因素。分析结果表明,转速下降过程中高压压气机前导向叶片偏度过大而对上游来流形成的堵塞,是引起喘振的主要原因。最后分析了该发动机所执行的消喘程序,及其未能使发动机退出此次喘振状态的原因,并提出改进建议。

简介：为实现航空发动机飞行试验实时监控,分析整理了涡扇发动机实际飞行试验数据,并以三层前向人工神经网络为基础,通过引入输出层反馈至输入层,形成该涡扇发动机的NNARX模型。对包括高压转子转速在内的11个发动机关键参数变化模型进行研究,并在额外架次全程飞行试验数据上验证和讨论辨识模型的推广能力。结果表明,辨识模型样本点上最大相对误差在5%以内,辨识模型可以应用到该型发动机的试飞实时监控中,同时也可为后续建立涡扇发动机的全包线自适应实时监控模型提供参考。

简介：简要回顾了美国典型高超声速飞行器项目及其动力系统发展的历程,分析了其发展的态势、经验和教训。美国始终将高超声速技术作为航空航天事业发展的重要领域,高超声速飞行器和动力技术方案与国家战略及应用背景密切相关。为了降低技术风险,采取了多方案并行的研发模式。高超声速技术的研发应充分重视顶层设计,注重技术的继承性,发挥不同单位的技术优势,加强基础研究、关键技术攻关和实验设施建设。

简介：空天飞行器是航空航天领域重要的研究发展方向，主要有飞行器与发动机气动外形一体化设计、气动热防护、推进和制导控制四个系统性关键技术，本文仅对飞发一体化和推进技术进行研究与分析。首先从高超声速的定义人手，分析了空天飞行气动热和气动力的特点；然后比较了四种不同飞行器气动外形在性能、结构、制造、经济性和使用操纵方面的优劣，研究了不同类型空天组合动力技术的特点；最后从步骤、方法与措施等方面给出了空天飞行器及动力的发展建议。

简介：利用飞行试验的方式，选取相同高度和马赫数条件，对某尾吊布局飞机进行机翼水平失速试验，考核几种发动机功率状态对进气畸变的响应。试验结果表明：除飞行慢车状态外，其他几种功率状态均捕捉到了发动机失速掉转现象，且捕获的发动机失速为典型的可恢复失速；尾吊布局的发动机，进气畸变水平随攻角的增大而增大；发动机随着功率状态的增加趋向于更易失稳的状态。另外，飞机姿态变化速率分析表明，飞机姿态剧变是发动机失速掉转的诱因之一。

简介：采用模块化方法建立了空间轨道转移飞行器推进系统的静态数学模型，用C语言开发出对应静态模型的仿真计算软件，应用该软件分别对N2O4/MMH、N2O4/UDMH、LO2／LH2、LO2／RP-1等推进剂组合推进系统进行静态仿真计算，并把计算结果导入相关质量模型，估算各系统在特定条件下的质量，再对上述几种推进系统进行单干扰因素分析，确定了敏感度较大的干扰因素。

简介：壁板颤振是壁板结构在高速气流中发生的一种自激振动现象，特别是超音速和高超音速飞行器上特别容易发生这种现象。壁板颤振引发的非线性振动将对高速飞行器结构的疲劳强度、飞行性能和飞行安全带来不利的影响。随着高速飞行器研发工作的开展，壁板颤振问题将得到越来越多的重视。根据目前国内外高速飞行器壁板颤振的研究现状，介绍了壁板颤振的六种分析模型并从结构理论和气动力理论出发详述了这种分类的依据。阐述了温度、气流偏角、壁板几何尺寸及边界条件对壁板颤振的影响规律。并介绍了目前用于分析壁板颤振问题的频域和时域方法并总结了各种分析方法的优缺点。最后归纳了目前对高速飞行器壁板颤振研究得出的几个重要结论，提出了今后在高速飞行器壁板颤振研究中需要解决的若干问题。

简介：根据某机载飞行参数记录仪的振动环境情况，先采用理论计算的方法，确定隔振系统的固有频率和放大倍数，据此设计了一款金属丝网减振器，通过静压和功能试验结果表明：该减振系统设计与理论计算相吻合，并顺利通过耐久性考核。分析得出该减振系统能减小该设备70％的振动能量，确保该设备的正常运行。结果表明，该减振系统设计方法可用于其他类似机载设备的减振安装设计。

简介：洛克西德·马丁公司已经公开了AtlasV的飞行体系改进方案,并且提供了设计靶场工作流程的原理.通过缩短靶场工作时间可以提高AtlasV的发射率,通过简化的、规范的操作可以提高操作可靠性.

简介：对运载火箭飞行后发动机推力的各种计算方法进行了比较与分析,认为用视速度法计算推力更能反映发动机自身的特性且计算准确度高.

简介：据普惠公司网站报道，2008年11月25日，普惠公司F135发动机成功完成首次超声速飞行，飞行的最高速度达马赫数1．05。首次超声速飞行是F135发动机验证能力和性能的一个重要里程碑，

简介：随着计算机技术的迅猛发展，计算传热学及其在工业领域的应用技术在电子设备的热设计与仿真方面发挥着越来越重要的作用。电子设备热控制仿真技术主要是借助计算软件模拟电子设备中热参数的分布特性，从而帮助设计者更好、更快地决策产品的散热方案。由于现有的热分析软件都是在给定外载荷的情况下进行电子设备的内部温度预估，对于气动热载荷则无法进行计算。本文提出采用气动热／结构耦合计算方法，对MSC．Nastran进行二次开发，电子设备等效为单一块体，与结构的接触部分采用“接触”传热，热阻系数则是通过试验测试得出，并通过某炮弹电子设备的温度计算与试验结果的比较说明该方法的可行性。