红军雪地精灵——二战苏联军用摩托雪橇（上）

苏联曾大量生产摩托雪橇，广泛用于军队、护法机构和其他安全部门。奥斯佳诺-沃吉利斯克市（今汉德-曼西斯克市）的市徽上还有OSGA-6G式摩托雪橇的图案。如今一些军事书籍还经常提到苏联军用摩托雪橇。     

对某型发动机冷却系统的设计与匹配研究

对某型发动机冷却系统散热器和冷却风扇进行了设计匹配与校核计算,采用目前最新的发动机一维模拟软件GT-POWER建立了该发动机冷却系统的模型,通过仿真模拟验证了设计的可行性与合理性.     

某国Ⅳ发动机冷却系统的优化设计

根据某国Ⅳ发动机冷却系统布置方案,建立匹配该发动机的冷却系统分析模型,通过对典型工况点的模拟计算,得到各冷却支路的流量分配,并将分析结果与试验数据进行对比.评估该发动机冷却系统的冷却能力,并对冷却系统结构进行优化以满足要求.     

装甲车辆发动机冷却系高效复合清洗剂研究

通过对现代清洗理论的研究,针对装甲车辆发动机冷却系统内结垢问题,研制了专用的高效复合清洗剂．为了防止清洗剂对机件的腐蚀,研制了相应的缓蚀剂并进行了相关的试验和实车的使用,实现了对装甲车辆发动机冷却系统内水垢快速有效的不解体清洗．     

某型点火发动机设计与试验研究

文中详细介绍了用于某型号空空导弹固体火箭发动机的点火发动机的设计和试验情况。这是首次成功地应用于空空导弹发动机上的点火发动机，从而为后续空空导弹固体火箭发动机点火装置的设计提供了一条新的途径。     

某型固体火箭发动机点火药盒的改进设计

分析了某型固体火箭发动机点火药盒在贮存期内产生气体、盒表面变鼓问题的原因,提出了选择不含镁粉的黑火药作为点火药剂,并重新设计药量及粒度混装方案;经过各项试验证明,新的点火药盒能够满足该型发动机点火要求。     

基于FTA-FMMEA的某型导弹发动机失效分析

介绍了故障树分析法（ FTA）和故障模式、机理影响分析法（ FMMEA）。运用FTA建立了某型导弹发动机失效模型,并根据定性分析结果,对发动机点火药进行FMMEA分析,确定故障模式和故障机理,找出故障发生的根本原因,提出改进措施以符合初始风险优先数（ RPN ）要求,输出FMMEA表格。这一分析方法对导弹其他部件潜在故障的分析具有借鉴意义。     

火箭-冲压组合发动机模型的地面静态试验

介绍了一种火箭基组合循环发动机的地面静态试验, 其中, 探讨了试验发动机模型尺寸的设计, 并简要分析了试验结果.     

某火箭发动机装药高温压力偏高原因分析

某火箭发动机装药高温静止试验时最大压力超过技术要求,通过对各种影响因素分析并进行相应的验证试验,发现主要原因是装药的两条点火导线在接点处缠绕了绝缘胶布后所形成的“疙塔”厚度偏大,发动机喷喉尺寸偏小。     

某型发动机贮存寿命预估

采用加速老化试验与结构完整性分析相结合的方法,对某型发动机贮存寿命进行了预估,预估其贮存寿命为11年3个月。自然条件贮存12年的该型发动机点火试验成功证明了本文贮存寿命预估方法结果较为接近实际情况,本方法可以为固体火箭发动机的设计和使用提供参考。     

某型导弹发动机异常点火故障分析

针对某型导弹发动机异常点火故障,采用故障树分析方法对故障定位及机理进行分析,确认故障为导弹弹体异常带电情况下,点火系统正线与弹体异常短接所致。基于故障机理分析,提出相应的改进措施,并进行相关验证试验,结果表明,验证改进是合理正确的。     

某型无人机发动机动力学建模与仿真

无人机飞控系统是无人机模拟训练系统的一个重要组成部分。本文基于某型无人机实飞参数,求解出发动机推力,建立了发动机动力学模型。结合无人机六自由度模型建立了无人机飞行仿真模型,并在MATLAB/SIMULINK环境下进行了仿真,结果表明该建模方法是正确的。     

发动机液氧冷却导管断裂失效分析

发动机连续地面长程试车过程中,1根Ф11mm×1.5mm的液氧冷却导管断裂,断口位于焊缝热影响区,焊缝断口形貌显示为疲劳断裂。通过晶相分析、动力学仿真、疲劳试验和微观形貌分析,断裂主要原因为导管焊缝背面余高呈现较大散差、焊缝热影响区应力集中,导致寿命裕度降低、在发动机长时间工作条件下疲劳开裂。通过控制焊接余高和改为自动焊接工艺,可提高导管疲劳寿命。导管疲劳试验和地面试车验证了改进方法的有效性。     

基于KULI的车辆发动机冷却系统性能优化设计

某款重卡车辆在夏季高温时易发生发动机高温故障.为提升发动机的冷却能力,解决发动机高温故障,对出现故障的车辆进行了试验,并对其冷却系统进行了分析和方案优化改进.改进中,先利用KULI仿真,初步确认方案可行性,计算了热平衡结果,而后,利用热平衡道路试验,验证了此方案,将该车散热能力大幅提升,解决了其发动机开锅问题.     

某型火箭发动机性能偏高机理分析

某型火箭一级发动机Ⅱ分机的涡轮泵转速和喷前压力偏高，由此得出的推力、比推力均超出了给定的偏差范围。通过对一级发动机Ⅱ分机泵效率、喷管效率等的计算，诸多方法计算的一级发动机推力、比推力进行比较，得出了一级发动机工作正常，Ⅱ分机性能偏高与测量偏差有关的结论。     

某型弹用发动机前轴承腔耦合传热分析

给出了轴承腔的三维耦合传热分析方法,建立了某型发动机前轴承腔计算模型,利用ANSYS CFX软件对计算模型进行了耦合传热分析,并采用多相流模型模拟腔内复杂的油气流动。计算得到了某工况下轴承腔的温度场及流体域的流动参数,结果表明轴承腔固体结构件的温度及滑油温度均满足使用要求。所得结果与发动机试验测量值误差较小,轴承腔耦合传热分析方法实用可靠。     

基于FTA的某发动机点火延迟分析

介绍了基于故障树分析法(FTA)进行的某固体火箭发动机低温下点火延迟故障的分析过程。通过对发动机故障试验曲线的分析,得出了点火发动机点火延迟造成主发动机点火延迟的结果,列出了点火发动机点火延迟的故障树,并通过分析及试验对故障树所列因素进行了排查,找到了有可能引起该故障的原因,提出改进措施,改进后的点火发动机能满足使用要求。     

某发动机壳体烧穿故障分析及改进设计

采用故障树分析(FTA)的方法,针对某发动机壳体烧穿的各种影响因素进行了分析,通过流场仿真及地面模拟过载试验验证了分析结果,并根据分析结果进行了改进设计及试验验证。试验结果表明,改进措施有效,能够保证固体火箭发动机安全可靠工作。     

高湿环境装药对某型发动机性能影响分析

相比普通固体推进剂,高燃速推进剂具有燃速高、能在短时间内提供大推力的特点,近年来被广泛应用于各类型固体发动机。针对某型固体火箭发动机采用细氧化剂含量较高的高燃速推进剂在高湿环境进行装药的可行性,通过不同湿度环境和贮存条件的细氧化剂对燃速影响的测试和发动机在三种不同燃速条件下的试车,得出高湿环境装药对该推进剂燃速有较大影响,会使燃速偏低,从而对发动机的内弹道性能产生影响。     

高压发动机先进的冷却方案

航天飞机发动机使用的由液体推进剂冷却燃烧室的现有技术水平是第三代设计,这个方案是从不断满足高工作压力以及航天器重复使用性的需要而演变过来的。历史事实表明,重大的先进冷却技术的出现大约以10年为一周期,每个周期一般使工作压力增加400%或较大地提高了重复使用性。以前的技术包括第一代双壁钢套,它用在压力为220磅/英寸~2的V-2火箭和空蜂火箭上;第二代是用金属丝缠绕的双锥形管束式组件,它用于压力为800磅/英寸~2的大力神Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ以及压力为1000磅/英寸~2的F-1发动机上;第三代设计是使用铣槽式的高传热内衬和电镀镍外套,它适用于工作压力为3200磅/英寸~2·绝的单程飞行航天飞机主发动机。但是,还未能实现不加维修进行55次飞行任务的目标。未来的单级入轨发动机方案会进一步把工作压力提高到6000至10000磅/英寸~2,且发动机的重复使用能力也将超过航天飞机的55次飞行目标。第四代的冷却方法将要求达到这些雄伟的目标。这些新的设计将需要综合的冷却技术,包括再生冷却和发汗冷却,这些技术需要经改进的耐高温材料和新的制造工艺相配合。本文讨论了第三代设计的局限性、选择推进剂/冷却剂的影响以及未来的第四代冷却技术的工作原理。