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：

简介：自连宋访问大陆之后，祖国大陆与宝岛台湾之间的两岸交流活动之热络让人颇感欣喜：赴台大熊猫基本选定，并在两岸公开征名；大熊猫在台“新家”派出的“先遣队”出现在了四川卧龙大熊猫研究中心；台北的木栅动物园呈现了一千多名小朋友冒雨为将要谋面的大熊猫画像的感人场面。台湾水果通过各种渠道进入大陆市场，经销商热情高涨；

简介：7月军演月!大陆在东山岛打得过瘾，台湾地区的年度例行三军联合作战演习“汉光”20号也在进行实兵验证。在此同时，美国海军也首度举行“2004年夏季脉动”全球联合大演习，在旗下五大战区进行7支航母舰队联合作战演习。“夏季脉动”虽是将美国与盟国的一系列例行演习，如“2004年环太平洋”、“2004年皇鹰”演习等纳入，但正好是美国海军对其“舰队紧急反应计划”的实兵验证，面对危机立即在30天内动员6支航母舰队，并在90天内再动员2支航母舰队，本刊特别在夏威夷采访了“2004年环太平洋”演习，提供给读者第一手“2004年夏季脉动”的现场直击。

简介：为了模拟小推力液体火箭发动机的主要性能参数,对冷气模拟推力室进行了研究.通过理论计算、试验研究等方法,给出了合适的设计参数,使冷气模拟推力室的工作过程及主要性能参数完全可以模拟真实推力室.

简介：本文综合介绍了现代航空发动机燃烧室的技术发展情况，指出了技术难题和关键所在，并根据作者的研究结果提出了解决这些问题的思路及发展我国航空燃烧室技术的建议。

简介：以燃烧室四热量平衡方程为热力模化分析和壁温计算模型，得到了较实用的模拟准则。用几种模拟压力下的计算壁温对设计点壁温的偏差考察了准则的可靠性。热力模拟准则与压力1．0次方或1．15次方燃烧效率准则相近，与1．75次方效率准则差别较大。热力准则在0．3倍设计压力以上的压力范围具有较高的模拟准确率。压力低于1MPa时，模拟壁温应作增加5％以上修正。

简介：液体火箭发动机推力室响应特性包括起动加速性及关机减速性,这些都是考核发动机性能的指标,其通常结合发动机的热试车进行测量.本文提出了一种间接测量推力室响应时间的方法,即通过测量发动机相关部件的充填时间等参数估算推力室响应特性,然后对该方法的误差进行了分析.文中还介绍了具体的试验方案和试验结果,讨论了本方法的应用效果和发展前景.

简介：综述了国内外燃烧室出口测试采样用内摆式移位装置的发展概况，介绍了装置的组成部分和应用特性，并指出国内研制适用于燃气温度2000K、压力2.5MPa的大型移位装置的必要性。

简介：法国军人健康研究中心位于格勒诺布市中心附近。一些军人探险家或者登山运动员在出发前常常要到这里来适应将要面临的恶劣环境。50多名科研人员和军医在这里从事着一种特殊的工作：研究人这部复杂的机器的运转极限。到该中心接受试验或考验的人都要佩带相应的全副装备，经受寒冷、炎热、缺氧、缺水和失眠等等考验。

简介：本文分析了航空发动机排入大气的燃烧产物中的污染物种类、影响因素及其对燃烧室设计的影响；介绍了已经试验或采用了的减少排放污染的技术，下一代低污染燃烧室的设计方案及其应用前景，指出了低污染燃烧室技术的着眼点将集中于减少Nox的排放量，这一目标的实现将成为下一代超音速客机投入使用的关键问题之一。

简介：通过某环形燃烧室性能试验时，燃烧噪声的近场声压测量与谱分析，获取了有关燃烧室噪声源定性和定量分析的大量有有信息，并对比国外相关的试验与理论计算进行了类比分析，给出了该环形燃烧室燃烧噪声的特征频率范围。利用燃烧过程中进气流量，压力，温度和余气系数改变时噪声谱测度与分析，得到了燃烧噪声值随进口气流参数和余气系数的变化规律，并且初步识别出该燃烧室进口温度对其火焰筒二股气流进气孔产生的进气喷射噪声频率变化范围，为进一步开展航空发动机燃烧室声疲劳激励源研究提供了必要依据。

简介：冲压发动机燃烧室热防护是其关键技术之一。隔热层烧蚀冷却、气膜冷却是冲压发动机常用的冷却方式。随着飞行器飞行马赫数和射程的增加，燃烧室的热防护问题越来越突出，必须发展先进的冷却技术才能适应其工作要求。提出了解决问题的三个途径：发展先进的耐热材料、采用新的火焰筒冷却技术、提高传统的气膜冷却效率。

简介：本文讨论了推力为222.4kN、上面级膨胀循环发动机先进的膨胀燃烧室的设计和研制。由Pratt-Whitney液体空间推进公司完成研制任务,任务来源于美国空军研究实验室(AFRL)的合同要求,用于支持综合高收益火箭技术(IHPRPT)项目。先进的膨胀燃烧室的设计,可以增强冷却剂的换热效果,改善系统的推重比,增加比冲,提高可靠性。这些好处将通过设计、研制、高热流试验以及小型推力室在膨胀循环下承载9.51MPa室压的能力而得以完成和验证。

简介：介绍了短环燃烧室流量分配的计算方法和程序，指出了该方法的特点，即将计算战面移到了压气机出口，引入了扩压器的计算，考虑到帽罩的存在对头部进气量进行了修正。同时提供了一些新的经验关系式，并对其应用前景做了评价。

简介：中国飞机强度研究所振动研究室主要从事飞机结构最新动力学分析方法和动强度试验技术研究。该室由六个专业组组成，拥有40名技术人员，其中工程师10名，高级工程师19名，研究员4名。各专业组情况如下。

简介：火星极地登陆舱(MPL)太空飞船使用的单组元肼分解推力室控制飞船向火星表面的下降过程。1999年火星气候轨道器太空飞船失败之后,对火星极地登陆舱(MPL)太空飞船的设计重新进行了全面的评估。作为该评审的一部分,对下降推力室及其催化剂床在0～-30℃变化时的推力室工作情况进行鉴定试验。试验于1999年10月～11月在通用动力公司(GD)太空推进系统分公司(即先前的PRIMEX航空公司、olin航空公司和有名的火箭研究公司)进行。试验证明推力室在其催化剂床温度为-28℃时能够可靠工作。

简介：介绍了在一个真实的短环形蒸发管式燃烧室上进行的燃油自重效应试验研究工作；给出了燃油自重对燃烧室出口温度场、火焰筒壁温度和点火性能等影响的试验结果。

简介：简述了过氧化氢作为火箭推进剂的优点,重点介绍了近几年陕西动力机械设计研究所在过氧化氢单组元推力室和双组元发动机推力室研制中取得的进展.设计了几种过氧化氢单组元推力室并进行了试验;进行了过氧化氢/煤油双组元火药点火试验;进行了催化点火技术的研究,27次点火试验全部取得成功;设计并生产了几种双组元推力室,对过氧化氢/煤油自燃点火技术进行了研究,累计进行了500余次点火试验;采用37kN推力室分别进行了90%过氧化氢/煤油的火药点火试验和自燃点火试验,试验获得了成功.

简介：在液氢冷却的火箭燃烧室里,对高深宽比(槽高比槽宽)冷却通道的冷却效果进行了分析研究。对不同的冷却通道设计在燃气侧壁温和冷却剂压降方面的影响进行了评估。冷却剂通道的设计,包括燃烧室应用高深宽比冷却通道的长度、冷却剂通道的数量和冷却剂通道的形状。用火箭热计算(RTE)规则二维动力学(TDK)规则对七种冷却剂通道进行了联合研究。最初研制的每种冷却通道没有考虑制造因素,只考虑减少来自常规冷却通道的燃气侧壁温。这些设计产生的燃气侧壁温比给定基础下降了22％,冷却剂压降只在原基础上提高了7.5％。七种设计的冷却通道都用铣加工制造。制造后产生的燃气侧壁温比给定的基础降低了20％,冷却剂压降增加不到2％。在整个燃烧室长度上都用高深宽比冷却通道的设计在燃气侧壁上得到的好处,并没有超过只在喉部区域使用高深宽比冷却通道的设计,但冷却剂压降却增加了33％。高深宽比冷却通道在冷却压降增加不到2％的条件下,至少可以降低燃气侧壁温8％,这与冷却通道的形状无关。在降低燃气侧壁温方面得到的好处最大,且冷却剂压降增加最小的设计是采用分叉冷却通道,并在喉部区域采用高深宽比冷却通道的设计。