简介：介绍了液体火箭发动机试验推进剂流量测量技术与方法,阐述流量测量系统设计要点、传感器的选择与安装工艺、现场校准技术、信号调理器设计、抗干扰措施、数据分析与提供方法。文中论述的测量技术实现了发动机试验流量参数的准确测量,为发动机性能评价提供准确、可靠的依据。

简介：对几种主要的液体火箭发动机故障检测与诊断技术的研究应用现状作了阐述,对国内外的有效经验作了简单介绍,提出了有待解决的问题.

简介：本文着重描述了第一种亦即最成功的一种液氧/液氢发动机—RL10发动机的研制及发展过程,以庆祝该发动机研制四十周年的来临。文中描述了RLlO发动机为大量适应各种运载器的发射需求而不断改进、发动机推力伴随每一次改进逐渐增大的过程;描述了这种发动机是如何从一种一次性使用的上面级发动机转化为可重复使用的助推发动机的;文章着重描写了该发动机100%的完成飞行任务,并通过近40年完美的飞行特性证明了发动机的可靠性。

简介：针对发动机特性计算中数据插值精度不高和部件特性的小转速数据难以获得的问题,建立了对部件特性数据进行识别学习的BP神经网络,从而实现了精确插值和对未知特性数据的推测.通过对网络输出结果的分析,表明该网络具有较强的实用性和准确性.

简介：本文利用图论这一数学工具，针对航空发动机附件传动系统设计中的实际问题，提出了一种新的分析方法-发动机附件传动系统图论分析法。实践证明，这是一种切实可行的方法。

简介：适航要求是利益相关方的需要,不能直接作为需求用于设计,如何解读适航要求并实现设计是适航符合性的重点。以民用航空发动机超转保护系统相关适航要求为基础,利用系统工程中的需求分析方法,将超转保护系统的适航要求转化分解为全寿命周期的设计需求。针对分解识别出的设计需求,提出了发动机超转保护系统的适航符合性方法,以及电子和机械超转保护系统在适航审定中的验证内容,可为民用航空发动机超转保护系统的设计、验证提供参考和借鉴。

简介：为得到统一的航空发动机防火试验标准和通用的试验条件,建立NexGen燃烧器的数值仿真模型,使用SSTk-ω湍流模型、非预混燃烧模型、DO辐射模型计算了定常稳态火焰特征分布,分析了火焰温度、热流密度和速度的空间分布。结果表明,温度随着距扩张锥出口距离的增大先增加后减小,在距扩张锥101.6mm平面处达到最大;速度随着距扩张锥出口距离的增大而减小;热流密度随着距扩张锥出口距离的增大而减小;火焰的温度、速度、热流密度在101.6mm平面均匀性最好,试验件放在100.0mm比101.6mm平面处更容易被烧穿。

简介：本文介绍了在喷管超音速段有气体沿切向缝隙喷注的火箭发动机喷管流场计算方法,同时还提供了无喷注的喷管流场计算。计算结果与试验数据相符,证明该计算方法有效。文中对发生器气体喷入实际发动机超音速段的喷管流场进行了分析,分析中假设使用了两类推进剂:氧/氢、氧/甲烷,以氧/氢和氧/甲烷的燃烧产物作为发生器气体。数值计算结果表明,在喷管超音速段有气体喷注的情况下,由于粘性引起的真空比冲损失比没有喷注的喷管损失小。

简介：以航空发动机低压中介主轴为研究对象,利用ANSYS软件对低压中介主轴进行有限元分析,得到主轴不同关键截面的应力-应变。基于临界平面法,在分析原有模型损伤参量的基础上,引入最大法向应力对原有模型进行修正,并利用坐标变化原理,明确了临界平面及控制损伤参量的确定方法。在存在平均应力时,修正后的模型可直接用于材料的多轴疲劳寿命预测。在此基础上,利用修正后的多轴疲劳寿命预测模型对低压中介主轴进行寿命预测,并从危险截面位置确定和预测寿命大小方面与传统的EGD-3寿命预估法进行对比分析。结果表明:EGD-3寿命预估法预测寿命偏于保守,且预测的危险截面位置与已有试验数据不符。与之相比,利用多轴疲劳寿命预测模型可以更好地预测低压中介主轴的危险截面位置和多轴疲劳寿命。

简介：简述航空发动机主轴滚动轴承的国内外发展概况,指出需要解决与发展的一些设计分析技术,提出以高DN值(2.5～3)×106主轴轴承为预研重点.

简介：介绍了适航条例对民用发动机动态性能的要求，并以完成初步方案设计的某民用大涵道比涡扇发动机为例，开展了民用大涵道比涡扇发动机动态性能模拟研究。研究了不同供油规律、不同转子转动惯量和飞机引气及功率提取对发动机加减速性能的影响。讨论了动态过程压缩部件工作线的偏移情况以及影响发动机动态过程的主要热效应现象，并采用相关文献的结论对得到的加、减速时间进行了经验修正。

简介：阐述了航空发动机转子产生热弯曲故障的机理，计算了热弯曲试验转子在改变支承刚度，缩短支承间距离，增大轴的外径，减小盘的悬臂距离等因素下的热弯曲响应，并提出了防止和减少航空发动机热弯曲故障的方法。

简介：依据DFT（离散傅立叶变换）、FFT（快速傅立叶变换）、加窗等数字信号处理理论，以及复指数函数的相关性质，并结合目前国内航空发动机整机振动信号处理现状，提出了基于FFT的航空发动机整机振动分量跟踪监视方法。该方法首先将时域加速度振动信号分解为多个简谐振动合成结果，然后根据系统输入的转子转速信号，跟踪计算转子基频激起的简谐振动幅值，达到实时跟踪航空发动机整机振动分量的目的。还对该方法的系统误差进行了分析，指出了保证该方法测量准确度需注意的问题。理论分析和实测数据验证表明，该方法理论充分，且具有很好的实用性。

简介：本文主要介绍俄罗斯А.ЛЮЛЬКА-САТУРИ股份公司研制的Д-57(11Д57)及Д-57M(11Д57M)液氧/液氢发动机的研制概况、研制历史、发动机系统和结构设计特点以及主要性能参数等,供有关方面参考。

简介：本文讨论了10吨级高性能膨胀循环发动机的设计研究,采用的室压超出了目前的钢管极限,以便在给定的钟形喷管设计和发动机长度下改善发动机的比冲性能。发动机的基础推力为100kN,可扩展到150kN。发动机最大长度2.4m,最大质量275kg,最小比冲为4512.6m/s。结果发现采用现有技术或稍加改进就可以实现100kN的发动机,而150kN的增强型发动机则需要能提高推进剂热性能的新燃烧室技术.为达到这一目的,Dasa正在实施先进的膨胀燃烧室技术计划。采用可延伸喷管可得到大约68.7m/s的比冲增量,但以增加重量为代价。对阿里安5增强型低温上面级发动机,要求发动机推力150kN,调节能力为30%。本研究以此作为推力室性能优化的基础,并提前设计了这一新型欧洲上面级发动机。

简介：

简介：首先介绍了转速变化率起动方案,然后介绍了试验对象、测量方案、试验内容及数据处理,最后对采用转速变化率控制的涡扇发动机地面起动进行了试验研究。结果表明：起动过程转子转速上升平稳,排气温度较为理想,起动机脱开和功率提取对转速变化率影响较大;起动成功率高,且起动时间和排气温度有较大的裕度,起动性能可进一步提升;热态起动前若发动机通道内余温较高,可能导致起动失败。

简介：

简介：介绍了确定液体火箭发动机制造工艺和过程关键特性的方法。运用FMECA法分析和研究了液体火箭二级发动机设计关键特性、工艺关键特性和过程关键特性,识别出三类关键特性242项,在此基础上总结出了液体火箭发动机工艺关键特性与过程关键特性判别准则,即策划与甄别准则。该准则可有效推进液体火箭发动机的精细化管理,为发动机成熟度进一步提升打下了基础。

简介：基于RBCC发动机工作原理，开展了特定燃烧组织模式下，RBCC发动机火箭-冲压模态的理想热力循环优化分析。根据火箭-冲压模态发动机工作特点，建立了工质热力循环过程模型，计算获得了最佳压缩点温度及其对应的最佳压缩比、最大循环功、热效率等参数。同时，给出了燃烧室最高温度、空燃比对最佳压缩比、最大循环功和热效率的影响规律，以及RBCC发动机热力循环的优化方向。研究结果表明，通过提高一级燃烧室最高温度、降低引射比、调整进气道压缩比至最佳压缩比等措施均可有效提高RBCC发动机最大循环功及循环效率。