简介：本文简要介绍了新建成的空军工程学院发动机试车台的功能，设计特点，测量装置及数据处理系统，以供设备设计，制造，安装和使用单位参考。

简介：阐述了泵水力试验测控系统硬件在试验中可能出现的故障模式,介绍了各种故障现象和相应的分析方法,并提出了相应的解决方法,为试验测控系统做好故障预想和过程控制提供了实践经验和依据.

简介：阐述了卫星双模式推进系统的技术特征、工作原理及应用优势。总结了国内外对双模式推进技术研究的历史发展和研究现状，针对双模式推进系统的未来发展，对双模式推进的关键技术进行了总结和分析，说明了双模式推进技术研究的必要性和重要性。提出了我国双模式推进系统相关的发展策略和途径。在此基础上，根据我国已有的航天器单、双组元推进技术基础和航天任务对寿命、控制精度及工作环境提出了新的要求，并指出了发展双模式推进系统的初步设想。

简介：多模式霍尔电推进具有多个工作模式,调节能力强,相对于20世纪80年代以来广泛应用的只有一个工作模式的霍尔电推进器,其优势明显,能很好地适应诸如GEO卫星轨道转移和在轨位置保持,以及深空探测器和空间运输平台的主推进等多种任务,因此得到了广泛研究和应用.国外多模式霍尔电推进发展现状和趋势对我国多模式霍尔电推进的发展具有重要的启示作用.针对我国航天器对电推进的迫切任务需求,定量分析应用多模式霍尔电推进的收益,提出我国多模式霍尔电推进发展的建议.

简介：将时间序列相似性匹配方法引入到液体火箭发动机故障模式挖掘中。针对发动机试车数据的特点，提出了一种基于序变换的时间序列相似匹配算法。该算法具有对时间序列幅值和持续时间不敏感、抗噪声能力强等优点。对某型液体火箭发动机故障数据的相似匹配实验表明：该算法能够为液体火箭发动机的故障检测和诊断提供较好的技术支持。

简介：本文描述一种用于验证445N双模式远地点液体火箭发动机(DM—LAEs)飞行性能的精确方法。采用验收试验比冲数据,应用该方法得出了转移轨道ΔV的预测值.该预测值与ANIK—E2、ANIK—E、INTELSAT—K飞行器的遥测结果一致,误差在0.1%以内.正常条件下,发动机单次点火的最大ΔV偏差不到0.5%。这样好的一致性说明发动机地面比冲I_测量值精度很高.星上六台TRW公司的DM—LAEs发动机的平均比冲为3084.2m/s。本文还完成了对测量系统的误差分析,估计I_的3σ不确定度为±13.7m/s.这个估计结果与正常条件下地面试验比冲测量偏差一致,也与飞行时发动机单次点火ΔV偏差测量结果一致。这种方法还可附带精确地估计发动机在轨工作时推进剂剩余量,还可对发动机偏离额定条件下工作时的性能影响进行辅助研究.

简介：基于自顶向下设计模式，在Pro／E和Intralink平台上实现了液体火箭发动机骨架模型设计。采用多层骨架设计方案，简化了发动机骨架模型，实现了组合件发布骨架模型并行设计，提高了工作效率。通过将组合件空间位置、轮廓尺寸、接口方位和接口结构要求包含在骨架模型中，用骨架模型替代了传统设计模式中的二维结构设计要求，实现了无纸化接口协调，提高了接口协调的准确性和实时性。研究结果表明，基于自顶向下模式的骨架模型设计可显著提高发动机研制效率，降低研制成本。

简介：本文研究了统计模式识别方法在某高压压气机振动监测中的应用，主要涉及了主成分提取算法和距离判别算法。研究结果表明，该方法可以应用到该高压压气机振动监测中去，并且获得了较好的结果。

简介：木文综述了随机振动环境所致疲劳损伤及破坏,即振动疲劳的概念、损伤模型、疲劳裂纹扩展及疲劳寿命估算公式,以及相应的振动疲劳试验方法。探讨了宽带随机振动环境下,振动疲劳的理论计算与试验方法。最后展望了振动疲劳在航天领域的应用前景。

简介：早在1998年,NASA航天技术部进入空间战略目标管理者就指派空间推进协作组(SPST)启动一项可使得优先推进技术发展途径明晰化的研究项目。这些技术发展一旦实现,将很好地满足战略发展目标。该项研究着重于地球轨道和行星转移技术。与NASA太空科学部联合进行的一项独立的研究则在于说明为满足星际运输要求需要解决的技术。该项工作的首要目标是确定为完成较宽范围空间发射任务要求的关键技术和提供一个允许对技术进行比较和按优先级排序的框架。该项研究的结果预计可作为支持实现NASA空间推进目标的未来技术发展基金的优先建议。系统与技术分组的任务是确定所有候选的技术和提供评估过程,包括可用于对这些技术进行比较的白皮文件形式的资料。

简介：通过对国内外常平座的发展历史及现状的分析研究,结合常平座各部分的结构特征及应用要求从方案确定、材料选择、润滑、传力结构及不同结构的适用范围等方面给与了较全面的理论分析,同时结合实际经验提出了各环节在设计、应用中所遇到问题的解决措施及建议.

简介：基于制造单元模式鲁棒性理论,采用层次分析法(AHP)与模糊评价法研究了影响制造单元模式稳定性的因素,得出了制造单元系统稳定性评判准则,即制造单元鲁棒性因子Ij>70%,产品不合格率<5%,单元制造过程中生产准备时间Fij≌0。阀体制造单元模式运行与计算显示阀体制造单元鲁棒性因子Ij=94%,表明:阀体制造单元系统处于稳定运行状态;阀体制造单元模式生产周期降低了78.5%;生产成本比原来降低了31.8%;阀体生产制造与组织管理能力得到了明显提高;不仅提高了阀体制造生产效率,亦提高了阀体制造生产经济效益。

简介：以某涡扇发动机为平台，采用正交叶片设计和全三维设计等技术全新设计的低压涡轮，负荷水平较原型提高10％，且设计过程中强调在整机环境中验证低压涡轮的匹配性能。试验结果表明，新设计的低压涡轮满足设计要求，在涡轮负荷水平大幅提高的情况下效率提高O．5％；在发动机整机试验中与其它部件具有良好的匹配工作性能，顺利完成了该整机平台的地面试车，发动机不加力最大状态推力增加464daN，超过原计划增加200daN的指标。

简介：在分析国内外空间推进技术（内容涵盖了星、船、弹、箭、器等领域）现状的基础上,梳理了空间推进技术的发展趋势和对我国的启示。在对未来任务和技术需求分析的基础上,对空间推进技术的发展趋势进行了预测,对存在的差距进行了分析,提出了发展思路和重点发展方向建议。

简介：Z-pin是由纤维丝或金属丝组成的细杆，具有较高的轴向刚度、强度和疲劳韧性，将它们嵌入预浸料层压板可以提高层压板结构的分层韧性、损伤容限和连接强度。Z—pin提高层间断裂韧性的机理是Z-pin对层间分层可以提供桥接力，阻止分层扩展。本文针对两种材料体系的碳纤维Z—pin销接复合材料层压板，采用Z_pin拔出试验，测量Z-pin与母体材料之间的剪切强度，采用单搭接剪切试验，测量Z-pin的横向力学性能，研究不同载荷形式下Z-pin的桥接规律和失效机理，为Z-pin结合界面典型单元的失效分析提供依据。

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：

简介：

简介：霍尔电推进具有推力密度大、推力功率比大、比冲高及系统可靠等优点,在20世纪60~70年代突破关键技术、完成空间试验后,在俄、美、欧等航天器上获得大量应用,执行位置保持、轨道转移、轨道调整和深空探测主推进等任务。目前,100W级到5kW级功率的霍尔推力器已经实现在轨应用,100kW功率的霍尔推力器已在研制中。针对未来载人深空探测、GEO卫星、低轨和超低轨卫星及轨道机动飞行器等任务需求,霍尔电推进朝着更大功率包络,更强多模式调节能力,更高性能,更长寿命及推进剂多样化等方向发展。在分析霍尔电推进技术特点和适用任务后,对国内外霍尔电推进技术的发展现状、任务应用等进行了综述,最后对霍尔电推进的发展趋势进行了展望。

简介：以烤红薯生产线为例叙述了用于物料干燥，烘烤及烘焙隧道炉的热平衡计算、功率分配及加热系统的设计方法。利用这个方法对江油食品厂隧道炉进行了改造并获得成功。