简介：脉动压力测量在液体火箭发动机地面试验中占有重要地位,它在判断发动机故障方面起着重要作用.介绍了一种用一只压力传感器既测稳态压力又测低频脉动压力的方法,这是发动机地面试验参数测量领域的一项新尝试.文中着重论述测量系统构成、仪器选则、校准方法及实现过程.

简介：对气动喷嘴下游雾场及脉动速度场进行了实验研究。实验中，采用一组结构大致相同但具有不同气流脉动强度的气动喷嘴作为试件，利用PDA（粒子动态分析仪）等测试仪器对试件出口后的两相流场进行了测量。结果表明强化气流紊流脉动对气动喷嘴的雾化有好处，使其雾化颗粒直径变小。

简介：以提高单级风扇压比为目标，深入研究已有高压比风扇技术，提出一种新型双排串列、斜流风扇结构。针对串列风扇气动布局的新特征，发展了串列风扇通流设计方法及基于非均匀有理B样条叶型中线生成方法。利用新建立的气动设计系统，进行了串列风扇气动布局设计与分析，开展了高负荷串列叶片流动匹配研究，并采用三维造型等多项先进技术，成功实现了进口全超声串列静叶设计。三维数值模拟结果显示：新结构串列风扇动叶之间流动匹配良好，超声静叶激波后的流动分离得到有效控制，高负荷条件下串列风扇仍保持良好性能。

简介：介绍了利用手工电源改造成为导管自动TIG焊系统,对高压动力管道进行焊接的工艺方法,并对实际具体操作进行了详细阐述。

简介：介绍了高压压气机四个叶片截面的平面叶栅吹风试验情况，在详细分析试验结果的基础上，对设计工作进行了评价。

简介：本文介绍了一种复合倾斜导叶的冷却结构形式:叶背区采用冲击冷却形式,前缘和叶盆区采用气膜覆盖冷却技术,尾缘区采用带冲击的扰流柱强化冷却技术;利用热分析软件包对复合倾斜导叶进行了设计计算,并利用冷效试验对复合倾斜导叶的冷却效果进行了验证.结果表明,本文介绍的复合倾斜导叶的冷却结构设计是合理的.

简介：本文根据现行GB150—89《钢制压力容器》及笔者十余年设计压力容器的经验,并参考相关资料,对钢制高压容器两种典型的简体结构形式进行了强度计算,并在此基础上对其优、缺点及各自的造价进行了分析,得出了结论。同时,将其在常温下的储气量做了计算并给出了估算放气过程容器中温度降低的计算方法。

简介：管路连接操作在液体火箭发动机组件液流试验中非常频繁,为了提高试验效率、降低试验过程中密封件的损耗,需要将现用的连接方式进行改进,而高压快速连接接头在国内市场并没有成品。因此,结合实际操作对液流试验用的连接接头进行了重新设计,并经过不断改进和验证,达到了快速、可靠的连接目的。

简介：研制一种远程、先导式高压大流量减压阀；介绍了该减压阀特点，建立了减压阀数学模型，利用Matlab进行该减压阀动力学仿真，研究各个参数对减压阀性能的影响。根据仿真结果，加工了一台实物产品。搭建了减压阀性能测试试验台，分析了压力、流量特性，并和仿真做了比较。结果表明：仿真和试验符合的比较好，说明仿真对减压阀的研制与分析具有指导作用。该减压阀使用方便，安全、可靠，已经用于数个试验中。

简介：本文根据我厂研制的新型发动机涡轮壳体的整体起高压液压强度试验和气密性试验的技术要求对其所需的试验夹具的设计方案、夹具结构设计、夹具的特点、夹具精度、强度计算及结论等内容进行了具体分析和详细论述.

简介：以高温高压燃气加热高压纯空气为研究背景，用平均温差法对气-气热管换热器设计计算，进行结构方案设计，采用有效度-传热单元数法对换热器传热进行校核计算。设计换热器为圆柱形筒壁结构，出口为渐缩型喷管结构，采用半轴比为2／1的椭圆形热管。

简介：为满足新型吸气式发动机研制对于试验系统高压大流量超声速来流模拟条件下气体流量的准确测量和现场校准的迫切需求,设计了一套基于高压、大流量p.V.T.t法和比较法的流量现场校准装置（以下简称现场校准装置）,通过原级p.V.T.t法与次级标准音速喷嘴相结合的方式,实现了压力3~23MPa和流量1~60kg/s条件下音速喷嘴流量系数的校准、溯源和试验系统空气流量准确测量,高压空气大流量现场校准装置扩展不确定度为0.84%。

简介：在某发动机燃烧室的工作范围内，对排气污染物进行了测量研究，所测污染物包括一氧化碳（CO），未燃碳氢物（UHC），氮氧化物（NOx)与冒烟（SN）.测量程序按美国SAE制订的ARP1256A和ARP1179A两文件进行。由于该燃烧室内的高温（1700K），高压（4．0MPa)，对燃气取样和取样系统必须作特殊考虑，设计的取样感砂和取样系统所测得的污染物数据和燃烧效率，与其它类似燃烧室对比，完全符合规律。

简介：为研究三维时序效应对多级涡轮效率的影响，采用课题组自主研发的三维CFD计算软件NUAA-Tur-bo，对GE公司高效节能发动机两级高压涡轮进行了非定常数值模拟。其中，边界条件的设置采用了相位延迟方法。计算结果表明，涡轮性能参数计算结果与实验数据基本吻合。先后验证了二维时序效应、三维时序效应对涡轮流场的影响，并利用非定常计算结果进行了分析。证实应用三维时序效应，可改变第一级转子叶片尾迹在第二级转子叶片前缘的相对位置，以及第二级转子叶片不同叶高处吸力面尾缘的附面层流动，最终能够提高涡轮效率。

简介：某型号发动机热试车考核中高压金属软管多次出现破坏.通过建立软管有限元模型,采用非线性有限元分析了软管应力分布和各部分承载特点,判断波峰处轴向应力是影响软管结构强度的主要因素,有限元计算结果和试验破坏部位一致,表明有限元模型的合理性.在此基础上,通过参数化建模、设计中心复合实验和进行参数敏感度分析,得出影响波峰处最大轴向应力的敏感参数,为结构参数优化提供了依据.

简介：航天液体动力系统液体燃料的供给与调节系统的密封工作条件非常恶劣，密封压差大、温度高、线速度大、工作时间长，对密封件技术带来很大挑战。本文介绍了国内外密封技术方面的一些新技术、新工艺、新概念等关键技术的应用，探讨了密封技术长寿命、高转速、高压力、高温环境和泄漏量小（甚至零泄漏）的发展趋势，分析了高温高压动密封的难点及关键技术。

简介：高压气动电磁阀是地面供气系统使用的关键元件,其可靠性直接关系到运载火箭能否正常完成发射流程。本文对高压气动电磁阀的故障模式进行分析,并对其可靠性改进设计、可靠性试验以及可靠性评估等技术进行了介绍,通过一系列可靠性改进设计及验证试验工作,使高压气动电磁阀可靠性有所增长,并在大型飞行试验中得到验证。

简介：介绍了短周期高压力试验状态下的气体流量测量方法。对不同方案进行对比，选取最优方案，并在中国燃气涡轮研究院自行设计的火药模拟冷吹试验台上进行验证。冷吹和真实火药热吹试验表明，根据冷吹测得空气流量换算得到热吹试验需用火药量，可降低火药超量带来的超转等风险。同时也验证了短周期高压力试验下气体流量测量的可行性，为火药起动喷嘴设计提供重要技术支持。

简介：掌握涡轮导向器温度场测试方法及准确的温度场分布，对于涡轮导向器的设计、改进具有重要的理论价值和实用价值。利用不可逆示温漆，测量了高压涡轮导向器在最大工况下的表面温度。结果表明：喷涂在高压涡轮导向器表面的不可逆示温漆，在高温、高压下附着牢靠，等温线清晰；成功录取了整个高压涡轮导向器的表面温度及温度场分布，可为该型发动机高压涡轮导向器的热应力与寿命分析提供数据支撑。

简介：结合航空发动机高压涡轮机匣优化设计绿带项目,通过对高压涡轮机匣结构因素的优化,改善了转子与静子间的热匹配特性,保证了该型涡轮小叶尖间隙设计,阐述了六西格玛设计的方法和工具在航空发动机预先研究中的运用。通过应用客户需求分析、产品质量屋模型和试验设计分析等,确定了机匣的关键设计因子和传递函数,并通过仿真计算表明设计满足产品使用要求。采用的方法具有通用性,对航空发动机同类产品的六西格玛设计具有一定的指导作用。