简介：凝胶/膏状推进剂作为近年来新型推进剂一个重要热点,引起了各国专家的极大兴趣.这类推进剂既克服了固体推进剂燃烧速率难以随机控制、发动机难以多次启动的缺点,又克服了液体推进剂密度低、贮存性差的缺点.但它们的研究工作却一直难以取得满意的成果,离实用尚有一定的距离.本文着重讨论了国外这类推进剂的研究活动及其主要研究成果,为我国开展这方面的工作提供了有益的参考.

简介：采用POLYFLOW软件，对幂律型凝胶模拟液在直圆管内的流动和流变特性进行了数值模拟研究。结果表明：在流速和管径不变时，压降随管长的增加成线性增加；在流速和管长不变时，压降随管径的增大急剧减小；随着流变指数的减小，直圆管轴线附近出现明显的柱塞流动区，在此区域内，速度和剪切速率变化较小，剪切粘度值趋于最大；在管壁附近．速度和剪切速率变化较大。剪切粘度降低明显。

简介：液体火箭凝胶推进剂燃烧特性是凝胶推进技术发展的关键问题之一。综述了液体火箭凝胶推进剂燃烧特性研究状况与进展，详细阐述了凝胶液滴燃烧机理，总结分析了凝胶推进剂燃烧特性三种试验研究方案和四种理论研究模型的特点，指出了研究凝胶推进剂燃烧特性的重要性并对进一步的研究工作提出建议。

简介：总结了凝胶发动机不同研制阶段相对应的试验系统以及系统试后处理工艺。包括以下几个方面：25N发动机试验系统的建立；变推力发动机试验系统的建立；双组元发动机试验系统的建立；变推力发动机试验系统的最终建立和凝胶试验系统试后处理工艺。通过对不同试验系统的建立与比较，确立了最终的凝胶试验系统及系统试后处理工艺。

简介：介绍了凝胶推进剂粘度测量系统的组成、原理和测量方法,重点阐述基于振动法的凝胶推进剂粘度测量原理,论证了粘度计不同安装方式对测量结果造成的影响。结合校准原理,研究粘度计在现场校准应用环境下的校准技术,并给出校准测试数据。通过试验验证,总结出凝胶推进剂粘度现场测量中减小测量误差的有效方法就是实现现场校准。

简介：水击压力数据采集系统是为液体火箭发动机地面试验设计的。阐述了系统设计指标、功能、原理、应用软件开发及系统集成后的调试方法。该系统具有数据采集、信号转换、瞬态参数信号调节、高速采集、数据实时显示及数据分析处理功能。实现了多路参数高速、数据实时显示及数据分析处理，测量精度高，性能稳定可靠，操作简便，能快速响应控制信号，各项性能指标达到了设计要求。

简介：“海里”肼推进系统是落压式单组元系统,它用于轨道上升和保持。该系统由1个半膜贮箱、1个电爆阀、4个倾斜的4.4N推力室、2个压力传感器、2个充气阀和1个加注泄出阀组成。最初的系统方案分析表明,在系统启动时存在着推进剂绝热爆炸的潜在失效模式。为了进一步了解系统启动时水击引起的压力骤升程度,进行了一次试验。本文详细介绍了试验系统、步骤和结果。最后根据试验结果给出了针对“海星”推进系统的具体结论和针对小卫星推进系统的一般结论。

简介：针对换热器设计中如何合理兼顾传热效率和压力损失的难题，以矩形流通截面的燃气-水列管式换热器为对象．从理论上分析了设计参数之间的内在联系。揭示了换热面积与燃气流通面积、横向管间距、换热管直径之间的匹配关系．建立了基于压力损失和传热计算的耦合设计方法。这种方法已成功应用于某大型燃气冷却器的设计，也可供其它换热器设计时参考。

简介：介绍了发动机试验水击压力测量的重要性，水击压力传感器进行现场校准方法研究的必要性。通过分析水击压力产生机理、水击压力传感器测量原理，以及对国内外动态校准系统比较分析，设计了水击压力传感器现场校准系统，提出水击压力传感器现场校准装置设计指标、工作方式，校准装置设计难点，同时介绍了现场校准系统的关键技术。并重点论述了水击压力传感器现场校准方法，对水击压力传感器现场试验数据和发动机试验数据进行了比对，分析了水击压力现场校准装置的设计可行性。最后利用校准装置进行了水击压力传感器现场校准试验，对现场校准数据进行计算分析，得到水击压力传感器灵敏度系数、系统校准曲线和上升时间等。还针对试验中水击压力测量干扰信号提出了抗干扰措施。

简介：介绍了可用于小型螺旋桨类飞机适航噪声验证测量中的航迹监测、声学测量设备的选择以及对测量结果置信区间的计算方法，并给出了用这些方法对TB20飞机进行适航噪声验证的实际测量结果，说明了这些方法是小型螺旋桨类飞机适航噪声验证测量的实用而且可靠的方法。

简介：为实现水击压力传感器现场动态校准,模拟液体水击压力产生的状态,研制了一套用于水击压力传感器现场校准的快关阀,并对阀关键部件脆性片材料进行重点选择和验证试验。测试结果证明：快关阀关闭时间满足设计要求,实用效果良好,可用于瞬态水击压力现场动态校准。

简介：采用板料成型仿真软件Pamstamp对钛合金Ti-15-3材料弧板零件冲压成型回弹进行仿真计算,预测了不同阴模型面圆弧尺寸冲压成型后的回弹量.依据计算结果优选的阴模型面圆弧尺寸设计了成型模具,并进行了冲压成型试验.零件试验件型面尺寸与设计型面尺寸最大相差0.15mm,满足不大于0.2mm的要求.结果表明：采用仿真软件Pamstamp进行回弹仿真计算对Ti-15-3材料弧板成型模具设计和零件快速制造是可行的;采用本计算结果减少了模具返修次数,降低了成本,提高了钣金成型质量和生产效率.

简介：为提高液体火箭发动机试车水击压力测量的自动化程序,在充分研究参数特点和原方法的基础上,采用微机和高速采集器件组成数字化测量系统,并开发应用程序实现数据采集、处理、传感器校验以及检查等功能。大量系统试验和试车实测表明,系统水击压力测量不确定度为3％,时间测量精度达到0.02％,其性能满足试车的一般要求,能够承担水击压力和试车程序的测量任务。

简介：一组对环境有利的新型单组元推进剂已被确定用于取代无水肼。这组新型单组元推进剂是以硝酸羟铵（[N+H3OH]NO3-）为主要成份的混合物,适合用于推力室和燃气发生器。与无水肼相比,硝酸羟铵混合物密度和比冲比较高,冰点比较低。这组推进剂比较安全,因而降低了地面使用维护成本。美国宇航局路易斯研究中心正在研究硝酸羟铵推进剂的配方,并且设计用于小卫星的发动机。采用试验推力室和模拟飞行状态的推力室,对不同配方的硝酸羟铵进行了热试。推力室的结构材料与无水肼推力室的材料完全一样,只是催化剂不同。硝酸羟铵推力室稳态和脉冲工作数据表明,硝酸羟铵推进剂完全可以取代无水肼和冷气推进剂,用于空间飞行器和其它航天任务上。本文综述了目前有关硝酸羟铵推力室设计规范、推力室研制的进展情况、稳态和脉冲工作试验结果。另外,从推动目前单组元发动机的技术水平出发,提出了在推力室研制过程中所面临的一些具有挑战性的问题。

简介：构造了求解欧拉方程组的一类新的L^1稳定的二阶精度Boltzmann型差分格式，对激波管及微波反射问题进行了数值试验，结果令人满意。

简介：从试验与分析相结合的途径，探讨了基于两类子结构模型（无外挂飞机子结构的地面振动试验模型，外挂子结构的有限元模型）的带外挂飞机模态综合试验技术，对研究可能涉及的关键技术进行了讨论，其目的在于达到在未做全尺寸带外挂飞机地面振动试验（GVT，GroundVibrationTest）的情况下，获得带外挂飞机系统整体振动特性；在试验现场，基于飞机机体GVT结果快速预估带外挂飞机的振动动特性，从而为带外挂飞机GVT提供优化激振力矢量，提高试验效率和精度。

简介：本文对卫星姿态控制和反作用控制用单组元推进剂供应系统的落压特性和水击特性进行了试验研究,并用理论模型模拟了落压过程,计算结果与试验数据非常吻合。试验测得的过滤器和隔离阀的摩擦系数是与压力有关的,这些组件的压降与其入口压力的相关关系必须予以考虑,以便获得准确的模拟解。在推进剂供应系统落压式工作的初始阶段,系统中压力下降的速度很快。隔离阀对水击压力波有显著影响,它提高了水击压力波的峰值和频率。