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。     

VT-1战术导弹的高性能火箭发动机的研制

本文介绍了VT-1战术导弹的高性能火箭发动机的研制情况。为满足导弹的要求,发动机采用了复合材料壳体、轻质构件及少烟推进剂。在发动机构件和全尺寸试验中,其结构的完整性、燃烧稳定性及性能得到证实。本文将提供有关分析、设计和试验资料。     

战术导弹复合材料固体火箭发动机技术的改进

基于新一代战术导弹的要求欧洲动力装置制造公司(SEP)在80年代对复合材料发动机壳体,隔热材料和喉衬材料以及推力矢量控制系统等技术进行了大量的预先研究和试验验证工作。在称为“CRAYON 发动机规划”的战术导弹复合材料固体火箭发动机研究计划中,提出并讨论了许多新方案和新技术。这项固体火箭发动机(SRM)计划是由法国国防部和 SEP 联合投资的,目的是研究具有非常大的长径比、高纵向刚性的壳体以及高的推进剂质量与惰性质量比的高性能复合材料固体火箭发动机。计划的主要验证项目包括:1)力学试验以及验证外壳的坚固度和评估材料的性能;2)厚壁试验以检测推力矢量控制系统和隔热材料的有效性;3)点火试验以逐步验证材料的性能和新方案的可行性。这些试验都是成功的,它为在战术导弹上应用新型固体火箭发动机以极大地提高其弹道性能开创了道路,而且某些技术也能用于弹道式固体火箭发动机,这方面的验证工作也在进行中。详细介绍了设计方案,进行的试验及试验后取得的数据和观察结果。     

水下发动机复合壳体一体化设计技术

介绍了水下发动机复合壳体一体化设计新技术,对其耐外压性能进行了仿真计算,并对发动机尾罩耐压性能和防渗性能进行了试验验证。结果表明,水下发动机可以采用以玻璃钢为主体材料的一体化复合壳体,在有效减小发动机质量和体积的同时实现水下密封,可广泛应用于水下高速航行器设计。     

应用均匀设计安排发动机性能试验

阐述了应用均匀设计安排发动机性能试验并用回归分析模型处理试验数据的方法。强调了性能试验在航空发动机研制中的重要性，简要介绍了均匀设计的特点及其在试验设计中的优点，推导了用线性模型对试验数据回归分析的公式。文中示例性地用均匀设计表安排了涡扇发动机在高空模拟试车台上的性能试验，整理了试验数据，分析了试验结果，给出了一簇性能曲线。     

Ma=8飞行条件下的改进型水冷超燃冲压发动机试验

利用冲压发动机试验设备对改进前的超燃冲压发动机(E1)和改进后的超燃冲压发动机(E2)的推力性能进行了比较.考察了改进后的超燃冲压发动机结构性能.用改进型超燃冲压发动机模型在Ma=8飞行条件下进行了燃烧试验.介绍了试验设备与试验结果.     

秦岭镇海惜无期 英国“斯贝”系列航空发动机的国产化及燃机改装

由于没有相应海军舰艇项目的支持,"斯贝改"型燃气轮机一直处于"名不正、言不顺"的尴尬境地。从立项开始,其主要定位就是依托"斯贝"Mk202航空发动机引进厂和相关科研院校的力量。虽然改装试验基本上达到了练兵的目的,但是对于提供可以实用的舰船燃气轮机的要求,无疑需要进一步的陆地试验和海上试验,以提高其运行可靠性及维护性等实用要求较高的性能。而进一步的扩大试验,必然需要更多的燃机改装、更大的经费投入、更长的试验时间才能完成。显然,这些要求对于一个以科研为主的项目来说,是无力承担的。"斯贝改"型燃气轮机虽然取得了令人瞩目的成绩,其最终结局也只能无奈地止步于这些成绩。     

战术导弹弹体中段安装涡轮喷气发动机的风洞试验评估

为评估战术导弹弹体中段安装涡喷发动机的安装性能进行了一系列的有动力导弹模型风洞试验。提出了详细的试验计划，介绍了硬件方案和各种试验数据。讨论了发动机的理论特性及其试验安装特性，预测了导弹总体性能，评估了俯仰对发动机性能的影响。还对发动机工作时的热影响进行了详细评估。讨论了腐仰，偏有的热，所得结果证明在各种飞行模拟条件下，两台发动机工作良好，安装特性可满足导系统要求，而且热对导弹影响很小。评估结果证     

应用均匀试验设计安排发动机性能试验

阐述了应用均匀试验安排发动机性能试验并用回归分析模型处理试验数据的方法,强调了性能试验在航空发：动机研制中的重要性．简单介绍了均匀设计的特点及其在试验设计中的优点,推导了用线性模型对试验数据回归分析的公式．文中示例性地用均匀设计表安排了涡扇发动机在高空模拟试车台上性能试验,整理了试验数据,分析了试验结果,给出了一簇性能曲线,证明本文所提供的方法是切实可行的．     

小型高推力空气涡轮冲压发动机

研究了空气涡轮冲压发动机的高推力小型化结构要素，明确了各要素的性能。对该发动机进行了地面静止试验。确认了作为推进系统设计的可行性。介绍了试验用发动机概况、试验方法与试验结果。     

超燃冲压发动机用液体正烷烃燃料的燃烧特性

从燃烧特性和对机体冷却的必要性等方面考虑,液氢是比较理想的可将机体加速到高超声速的燃料,但因其燃料箱太大,实际应用有困难。而采用航空燃料,其燃烧特性和冷却性能方面也存在问题。本研究采用单成分碳氢燃料在超燃冲压发动机燃烧室模型中进行了燃烧试验,以了解其基本燃烧特性为目的,对喷气燃料中含量多的正烷烃,按其含碳数从7到16分成5组进行了燃烧试验,比较了每种燃料的自发点火性和保焰性,介绍了试验方法及结果。     

美国新建的空气推进系统试验设备可进行实时发动机试验

本文介绍了美国最新建成的空气喷气推进系统试验设备的主要性能。比较了原有设备与新建设备在试验方法上不同之处。突出论述了新建设备所具有的进行实时发动机试验(RTT)的能力,并介绍了具有RTT能力后开展的一些新的,前所未有的试验内容。从这些介绍中可以看出现代航空发动机试车台应具有的技术能力和试车台试验技术发展方向。     

电子点火型单燃料天然气发动机开发研究

在一台CY6 10 5Q柴油机基础上 ,开发了点燃式单燃料天然气发动机 ,对进气系统、燃烧系统等进行了优化设计 ,并配备了电子控制高能点火装置 .同时 ,对其动力性能进行了试验测试 .     

冲压火箭技术现状与发展动向

冲压火箭发动机具有比冲可达９．８ｋＮ·Ｓ／kg的性能已引起世人的关注。论述了冲压火箭的功能与特性,探讨了有关冲压火箭的流量控制、燃气发生器的燃烧特性、二次燃烧室的燃烧特性。介绍了燃烧试验方法及其结果,提出了开发冲压火箭的技术课题及今后的发展动向。     

整体式火箭冲压发动机推进系统性能分析和飞行试验

介绍了试验型整体式火箭冲压发动机的方案设计和测试过程。这种试验弹结构包括无喷管助推器、末段燃烧的燃气发生器、外压缝隙进气道和模型战斗部以及用来监视性能的弹上仪器设备。利用所建立的燃气动力学数字模型，完成了火箭冲压发动机主级状态的性能预测。从热气燃烧试验、燃气发生器试车台点火和超音速进气道试验中取得了分部件非理想性能参数。为进行飞行验证试验，将冲压火箭性能数据输入合适的弹道计算编码。     

国外巡航导弹用涡扇发动机试验技术

概述了近几年国外巡航导弹涡扇发动机试验技术的研究发展状况，并以美国Ｆ１０７－ＷＲ－１００涡扇发动机为例，对其评定程序，测量和试验方法进行了分析论述。     

无喷管固体火箭发动机内弹道计算

给出了一种无喷管固体火箭发动机内弹道计算方法,利用此算法就无喷管固体火箭发动机结构和装药等参数对性能的影响状况进行了分析,并得出结论:装药形式、结构尺寸、固体推进剂的燃烧规律与试验温度都对无喷管固体火箭发动机内弹道性能有影响。     

日本超燃冲压发动机飞行试验失败

2006年3月30日，日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）委托澳大利亚昆士兰大学在澳大利亚南部伍麦拉火箭发射中心进行了第2次超燃冲压发动机飞行试验。此次飞行试验目的是收集超燃冲压发动机性能数据，以验证装有经改进的纵涡导入型燃料喷嘴的发动机燃烧室的性能，并了解它在实际飞行环境下内部的压力分布、温度变化。     

整体式火箭冲压发动机用超音速进气道性能研究

超音速进气道设计、试验、系统匹配和制造技术的开发是此项研究工作的基础之一。试验设备现已交付使用。对单个进气道和配置进气道的测试能力进行了充分的研究。研究了一种带放气口的进气道方案，并可用于整体式火箭冲压发动机飞行试验导弹。研究工作涉及进气道设计过程、风洞性能试验、系统匹配、制造、飞行试验数据采集和分析。目前，重点放在研究工作上，致力于各姿态角和超额定马赫数下性能的研究。     

固体火箭发动机枪击低易损性试验研究

论述了固体火箭发动机低易损性概念,描述了固体火箭发动机在枪击作用下的试验情况,分析了枪击引起的损坏与壳体材料和推进剂性能的关系。