简介：根据二级箭体钝化处理的需要，小推力泵压式游动发动机需要在低入口压力下实现自身起动，进入稳态工作。在MWorks通用仿真平台的基础上，建立发动机起动过程系统仿真模型，通过试车数据验证了仿真模型的合理性。进一步分析了发动机的入口压力条件、主阀流阻以及环境压力对发动机起动过程的影响。结果表明：发动机能够实现自身起动，但起动过程较长；氧化剂的入口压力对发动机自身起动过程影响很大，氧化剂入口压力降低，涡轮泵起旋时间延迟明显，起动品质变差；降低发动机主阀流阻，能够使涡轮泵起旋时间提前，改善起动品质；环境压力降低使推进剂充填过程加快，涡轮泵起旋和工况爬升加快，有利于发动机的自身起动过程。

简介：通过对国内外航空发动机研制过程中可靠性发展情况的分析,针对实际操作中出现的问题提出了相应的改进措施和建议.

简介：借鉴气体减压器动态仿真的有限体积模型发展了一种可仿真气动薄膜调节阀动态流场的有限体积模型，并结合简单的比例-积分-微分（PID）控制算法，发展了一种可仿真气动薄膜调节阀控制系统工作过程的动态仿真模型。采用此模型，运用模块化建模与仿真方法对气动薄膜调节阀控制液体火箭发动机贮箱压强的简化系统进行了动态工作过程仿真，比较了不同PID参数和初始参数设置情况下的控制品质。数学模型和建模方法显示出较好的有效性和通用性。

简介：应用光滑粒子流体动力学（SPH）方法进行了幂律型流体的突缩型管路流动过程仿真。推导了SPH形式的流体动力学控制方程，应用罚方法施加边界条件，应用人工应力消除拉伸不稳定现象，应用XSPH方法规范粒子秩序。提出了幂律型本构关系的SPH求解方法，推导了剪切速率及粘性项的计算公式。应用Poiseuille流算例对本文的幂律型本构求解方法进行了验证，获取了幂律型流体在突缩管中的流动特性，并与水的流动特性进行了对比分析。讨论了流动特性的成因。

简介：针对影响支持向量机辨识性能的核函数及相关参数，找出使辨识结果最佳的核函数；结合两种措施改进粒子群算法，优化相关参数，选择最佳的参数组合。对比BP神经网络和支持向量机对发动机起动过程的辨识结果，得到支持向量机的辨识精度和收敛时间优于BP神经网络，与起动数据基本一致。在训练样本存在噪声的情况下，验证了所建辨识模型具有很强的泛化能力。基于所建模型，计算了发动机的起动性能，其结果与起动数据吻合较好。该方法对发动机起动性能计算具有一定的理论指导和应用价值。

简介：制定液氧煤油发动机的起动点火程序时,必须考虑液氧充填燃气发生器氧头腔的特性.为此,建立了一种用于模拟低温推进剂充填和换热过程的动态模型.模型考虑了液相与结构壁面、气相与结构壁面以及气-液两相之间的非稳定换热过程以及气-液两相流动过程.同时,通过分相假设描述了气相对充填过程的影响.仿真结果的准确性已经得到综合热调试验数据的验证.

简介：建立了液体火箭发动机自引射工作过程传热分析模型。分析了圆柱型和二次喉道型引射器在不同冷却水流量下引射器的壁温和热流的变化，得到了引射器可靠工作的冷却水流量范围，引射器冷却水温升测试值和仿真值的一致性较好。

简介：研究了远地点发动机(N2O4/MMH)的推力室工作过程,考虑了自燃推进剂的雾化、蒸发以及化学反应流动过程,采用交错网格系统的SIMPLE算法,得到了不同边区冷却流量对推力室的内流场和燃烧效率的影响结果,数值计算的结果与理论分析相符合,为推力室工作过程的稳定性分析提供了重要参考.

简介：为制定可靠的发动机起动程序,围绕60t级液氧/甲烷发动机起动瞬态特性开展了一系列建模和仿真研究.介绍了60t级液氧/甲烷发动机系统方案,列举了发动机系统仿真模型,搭建了全系统瞬态特性仿真平台.根据仿真结果选取了箱压下点火起动方案,提出了设置甲烷涡轮燃气旁通以降低亚临界两相气阻风险的解决方案.试验结果表明,发动机主要性能参数的计算结果与试验数据一致性较好.

简介：通过建立数学模型,对发动机起动过程中,当泵后主阀打开时,泵出口压力下降的原因进行了分析计算,认为是由于液体推进剂的加速流动导致泵入口压力大幅下降并在泵腔中引发短时汽蚀所致.

简介：在大量试验数据的基础上,经过理论分析并结合国外专家的仿真经验,确定了新一代高性能补燃循环发动机的阀门参数和起动时序。虽然只是理论分析;但结合了试验数据,在一定程度上真实反映了发动机的动态过程,所得出的结论与事实非常相似。

简介：

简介：某型涡轴发动机在研制过程中屡次出现尾喷管漏油故障。在滑油系统原理分析的基础上，建立滑油泄漏故障树，对泄漏原因逐层剖析，并结合分解检查、零件计量等手段对发动机各相关部件和滑油泵进行详细分析，确定故障原因。针对影响因素，提出相应的整改措施。

简介：高空点火瞬态过程是液氧/甲烷火箭发动机工作过程中流动非常复杂、燃烧很不稳定的阶段。为了验证喷注流量不均是否为导致点火压力峰升高的重要因素,采用瞬态仿真对该过程进行数值模拟。在无喷注不均的情况下,得到了推力室各特征截面的温度和压力分布的时序演化,以及推力室侧壁及喷注器面上给定测点的压力分布时序,揭示了高空点火过程中着火点的位置特征及压力波在喷注器面的振荡过程。接下来设置了喷注流量不均的多种工况,发现喷注流量不均不会改变推力室侧壁最大压力峰值,只是改变最大压力峰值位置,但却明显增强了压力波对喷注器面的冲击,尤其使以隔板为界的内圈喷嘴所受的平均最大压力峰值达到了推力室稳态压力的30倍,从而验证了喷注流量不均是引起点火烧蚀的一个重要因素。

简介：以某型火箭发动机为研究对象，针对其起动工作过程，利用Matlab和LabWindows/CVI等编程语言，结合神经网络理论，开发了其起动工作过程的实时故障检测算法。使用了多次试车数据进行离线检验，结果证明该算法能够及时、有效地检测出该型火箭发动机起动过程的已有故障，并能够满足实时性的要求，没有出现误报警和漏报警。

简介：对新型双相不锈钢2205与奥氏体不锈钢1Cr18Ni9Ti进行钎焊性试验。通过设计波纹板结构模盒,模盒爆破强度试验,开展钎焊接头微观组织结构分析,钎焊接头元素扩散行为及其影响分析,钎焊接头元素扩散能力计算分析,结果认为2205与1Cr18Ni9Ti钎焊可形成结合强度优良的钎焊接头。

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.