星型装药固体火箭发动机烤燃特性

为研究星型装药的固体火箭发动机的热安全性问题,针对装填高氯酸铵/端羟基聚丁二烯（AP/HTPB）推进剂的火箭发动机开展烤燃数值研究。采用两步总包反应描述AP/HTPB的烤燃过程,建立三维烤燃模型对快速、中速和慢速加热速率下火箭发动机的烤燃行为进行数值预测。结果表明：升温速率对着火温度和着火延迟期有一定影响,对着火区域的中心位置、形状和大小有较大影响：在升温速率0.55~1.45 K/s快速烤燃工况下,着火位置紧邻推进剂右侧端面;在升温速率0.005~0.011 K/s中速烤燃工况下,着火区域均呈不连续点状圆环分布,着火点位于翼槽中线上;在升温速率2.4~3.3 K/h慢速烤燃工况下,着火点以翼槽中线呈对称两点分布;随着升温速率升高,着火位置向推进剂右侧端面移动;着火温度T_i与升温速率k呈二次函数关系,即T_i= 516.659 36- 1.267 8k+7.479 4k².     

利用磁流体动力能量旁路的超燃冲压发动机性能

为开发未来高超声速飞行器用超燃冲压发动机,提出了不改变流路形状使气流减速的方法,即磁流体动力（MHD）能量旁路超燃冲压发动机方案。利用超燃冲压发动机的正常准一维数值计算探讨了磁流体动力能量旁路对发动机内流场及其性能的影响。介绍了计算方法、计算公式及其结果等。     

超燃冲压发动机喷管性能的研究

使用Ｍａ＝２．５的高温气流测量了超燃冲压发动机喷管的推力，高达３１００Ｋ的总温通过燃烧一甲基肼（ＭＭＨ）和四氧化二氮（ＮＴＯ）获得。监测喷管壁压，以估算出喷管的压力，使用相同的喷管进行一组低温氮（Ｎ２）流实验。一种非粘性二维码可模拟低温氮流时的喷管性能。化学动力学计算还预测出了误差在３．６％以内的ＭＭＨ／ＮＴＯ实验结果。对超燃冲压发动机喷管内的动力损失、二维损失和摩擦损失进行了鉴定，还讨论了Ｈ２燃料发动机喷管性能的尺度效应。     

入口气流参数对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响分析

为了研究固体燃料超燃冲压发动机燃烧室入口气流参数对发动机性能的影响,将固体燃料燃面退移速率模型耦合到准一维流动方程中,提出了一种燃烧室的准一维设计和性能分析方法。利用该方法,在飞行条件一定的前提下,改变燃烧室入口气流参数总压、总温、马赫数,得出了各工况下的燃烧室初始型面尺寸并分析了其性能。研究结果表明：在设计飞行条件下,提高燃烧室入口气流的总压和总温均能提高燃烧室的性能,但总温对燃烧室性能的影响更大;燃烧室入口较低的马赫数可以减小燃烧室的加热损失,提高燃烧室的性能;在入口气流质量流量和台阶面积比一定的条件下,提高总温和总压、减小马赫数,能提高燃面推移速率,减小燃烧室的长度。     

压力条件对旋转爆震发动机的影响

为进一步研究旋转爆震发动机的性能,采用9组分19步基元反应模型,忽略黏性、热传导和扩散等输运效应,对以2H2＋O2＋7N2为反应混合物的旋转爆震发动机进行二维模拟,研究入口总压p0和外界反压pb对发动机性能的影响.研究表明,爆震波压力、温度、高度以及出口平面参数（压力、温度、速度）主要受入口总压条件的影响;发动机比冲与压力比（外界反压与入口总压的比值）成反比.     

日本的冲压发动机试车台简况和有关问题

日本的冲压发动机试车台简况和有关问题（续上期）２发动机试车台的运转２．１蓄热式加热器的加热程序试验前３０ｈ用液化气燃烧加热。加热时为防止氧化铝层受到热冲击，加热器的温度必须控制在１０００Ｋ。为此，对液化气流量、空气流量要随加热时间一起控制，而且高温燃...     

空气喷气发动机可调尾喷管的几种方案

空气喷气发动机可调尾喷管的几种方案随着使用空气喷气发动机（涡喷、涡扇、冲压及各类组合发动机）的飞行器（包括飞机、导弹、空间运载器）飞行速度的加大和工作范围（马赫数、高度范围）的展宽，空气喷气发动机为改善其性能而使用可调尾喷管，看来势在必行。本文介绍几...     

液体火箭发动机故障模式分析

当前新研制的液体发动机特别强调高可靠性和低成本，以往追求高性能和低质量为主的设计目标现已降为次要地位。新研制的发动机都要求进行可靠性设计。在发动机可靠性设计中，为消除故障隐患，提高产品可靠性。采用了行之有效的故障树分析（ＦＴＡ）及故障模式，后果及严重度分析（ＦＭＥＣＡ）。美国先进运载系统（ＡＬＳ）航天运输主发动机（ＳＴＭＥ）的设计工作采用了这种可靠性设计法，以确保发动机达到要求的可靠性指标?..     

超燃冲压发动机尾喷管性能数值模拟研究

尾喷管是超燃冲压发动机产生推力的一个重要部件。文中以NASA单膨胀斜面喷管试验为参考,利用计算流体力学软件Fluent,采用RNG k-ε湍流模型,对尾喷管流场进行了数值模拟,研究了入口气流状态参数(比热比、静压比、马赫数、温度)对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响,初步给出了尾喷管内流场特征以及性能随不同入口气流状态参数变化规律,为超燃冲压发动机尾喷管与燃烧室一体化设计提供一定理论参考。     

整体模块发动机技术研究

整体模块发动机（ＩＭＥ）系统是一种与传统多发动机系统不同的推进系统，它使用共用集流管将所有涡轮泵组件和推力室组件连接在一起，具有允许件发生故障（而不是允许发动机发生故障）的能力，ＩＭＥ系统可以潜在提高可靠性，改善操作性，提高性能以降低成本，主要对整体模块发动机技术的应用及效益进行了分析和探讨，并对ＩＭＥ系统与传统多发动机系统进行了分析与比较。     

斯贝MK202涡扇发动机结构图

“昆仑”发动机的研制成功，使得国人一下子对发动机这个复杂的东西关注起来。本刊本期组织了专门文章，以“昆仑”为中心介绍了发动机的系列知识。图示的英国罗&;#183;罗公司“斯贝”MK202发动机为一型性能可靠的双转子轴流式涡轮风扇发动机。由于涡扇发动机的核心机部分与涡喷发动机基本一致，在这里我们把它剖开来，注明主要部件名称及气流在发动机各部件内的流动，     

超燃冲压发动机燃烧室准一维建模与分析

为了研究超燃冲压发动机燃烧室内气流变化规律,通过影响系数法,建立了超燃冲压发动机的准一维模型,该模型考虑了燃料质量添加、壁面传热、截面变化、壁面摩擦等影响因素,同时给出了燃烧室3种模态转换的边界条件。以单模块超燃冲压发动机为研究对象,仿真分析了超燃无激波模态和超燃斜激波模态下燃油当量比、攻角等参数对燃烧室气流参数的影响,结果表明,气流马赫数随当量比的增大、攻角的增大而减小。所建立的模型可为超燃冲压发动机总体设计及性能分析提供一种快速分析的手段。     

火箭发动机的钝感化研究──CFRP火箭发动机的特性

试制了长纤维碳／环氧树脂复合材料发动机，通过耐压试验、燃烧试验、枪击试验和快速加热试验。评价了发动机壳体性能及其钝感特性。     

国外超燃冲压发动机风洞试验

介绍了短时推进试验与Hy-V项目联合的研究背景、项目目标及地面试验内容.论述了地面试验设施的试验介质气流污染和持续时间对超燃冲压发动机性能的影响,给出了相关试验的计划和进展情况.     

空气涡轮固体火箭发动机的研究

介绍了空气涡轮固体火箭发动机（SPATR）的性能特点，以及美国CFD研究公司在总体设计（包括推进剂，涡轮机）上的研究，对验证发动机的试验结果，分析了SPATR发动机应用于巡航导弹拦截弹上的可行性。     

激波聚焦起爆脉冲爆震发动机性能分析

为研究激波起爆脉冲爆震发动机的性能,建立了其性能计算的简化模型和计算方法,计算分析了共振腔直径为90 mm时,推力、耗油率等主要性能参数随共振腔进口气流参数条件及飞行条件的变化.计算结果表明,随着共振腔进口气流总压的升高,发动机推力增大,耗油率降低,而随着进口气流总温的升高,发动机推力减小,耗油率降低;随着飞行马赫数的增大,发动机的推力和耗油率增大,而随着飞行高度的升高,发动机的推力和耗油率减小.     

鱼雷热力发动机综述与评价

本文根据国内外有关鱼雷热动力系统和热力发动机的文献资料，对鱼雷热力发动机（主要是活塞发动机和涡轮发动机）的特点，性能和适用范围进行了综述与评价。     

超然冲压发动机燃烧室中模态转换的演证试验

直连式燃烧室试验装置用于研究以氢作燃料的超燃冲压发动机燃烧室的性能。通过使用氢燃料补氧燃烧加热器，该装置可进行模拟Ｍａ＋５～８飞行状态的试验。是近进行了模拟Ｍａ＝５．９～６．２加速过程的试验。试验时有计划地改变了燃料流量，同时，燃料与空气的当量比保持恒定，燃烧室由具有燃前激波系（在喷嘴平面产生亚音速气流）的双燃料冲压发动机转变成没有燃前激波系的超燃冲压发动机。提供了试验结果并介绍了试验设备及控制系统。     

一种发动机噪声源识别与控制方法的应用

基于气流的再生噪声理论,结合运用专业声学测量系统Head noisebook与近声场扫描方法分别对国内一汽车公司某轿车及匹配的动力总成进行噪声测量与噪声源识别,分析出其动力总成产生一种高频啸叫声的频率与发动机转速有关,属于气流再生噪声范畴．通过优化发动机飞轮和离合器罩壳的结构设计,实现了降低这种高频噪声的目的．在大多数转速上,装配更改后飞轮的发动机,60阶噪声声压级比原状态发动机有很大的降低,平均幅度达到5dB（A）左右．     

脉冲爆震发动机

介绍了脉冲爆震发动机（PDE）的基本概念、工作原理、种类、性能优势、应用前景,关键技术及解决方法,其中着重介绍PDE关键技术及解决方法。此外,还对目前国内外在脉冲爆震发动机研究领域的进展进行了概述。