我于年8月从北京航空工业学校发动机专科毕业，近十八岁。荣幸地被分配到航天十一所的前身三部的一室一组工作。三部是液体火箭发动机设计部，于年4月2日在北京南苑机场的一个废旧机库成立，约一百人中主要是历届大学毕业生和归国留学生。三部主任是留美博士任新民，中国导弹与航天事业的重要开拓者之一，后任七机部副部长、航天部科技委主任等职，荣获中国"两弹一星"功勋章。一室是理论研究室，主任王树声也是留美博士，后调云岗地区当所长。一组是热力气动组，组长龚一凡是南京航空学院年毕业生，后调云岗地区当室主任。

我在一组从事热力气动计算工作，用来确定火箭发动机的理论性能。低的中专学历使得我的工作很吃力，开始时连计算方法都搞不懂。于是我在工作之余刻苦学习了高等数学、普通物理、有机化学、工程热力学、实用气体动力学、英文语法、火箭发动机构造和原理等。提高实际文化水平后，胜任了本职工作，并逐年成长。

1.热力气动计算方法的学习掌握和改进应用

1.1计算方法的学习掌握

热力气动计算是火箭发动机规划设计很重要的一项计算。通过联立求解6个化学平衡方程、4个元素物质守恆方程和1个道尔顿定律公式，能准确计算出火箭推力室的燃烧室、喉部和喷管出口的温度和燃气成分，从而得出推力室比冲(比推力)、特征速度(燃烧室综合参数)等理论性能参数。通过引入的燃烧效率(0.94一0.98)、喷管效率(0.95一0.98)和副系统效率(0.95一1.00)，就能得到火箭发动机的实际性能。

我入职后见到我国刚开始仿制的地地导弹样品，这就是前苏联对纳粹德国V-2火箭增加一倍射程的P-2近程导弹及其5D52发动机。我先学习了推力室图纸和热力气动计算书。因为看不懂计算书，我就花了第一个月工资的20%，买了两本新出版的书：一是任新民翻译美国人萨登的《火箭发动机》第一版；二是苏联人西亚列夫的《液体火箭发动机原理》中文版。经过突击学习掌握热力气动计算方法后，花了半个多月时间用手摇计算机加八位对数表计算出5D52发动机的理论参数。结果与原计算书吻合，但我反算得到的燃烧效率0.90却在计算书中不存在。于是去请教组长龚一凡。他在仔细检查我的计算后对我说："你的计算是对的。原计算书时间是在年，当时尚未用燃烧效率，用的燃烧温度系数物理概念不淸。燃烧效率只有0.90，这与5D52发动机推力室有18个预燃室的大直径设计和相应的3道冷却带液膜量大有关"。

1.2计算方法的初步改进

我在运用"六个零初值计算法"进行热力气动计算时，由于迭代计算收敛慢而费时间，连续多天摇计算机手酸背疼。于是我就去寻找其它解方程的方法。北京航空学院应届毕业生带来的"北航讲义"有多种解方程方法，我逐一学习和推演。其中有一种"偏微分计算法"介绍说收敛快，我由于没学过微积分而看不懂，急得去找组长帮忙。龚一凡说这不是几句话能说清楚的，要系统学习高等数学。于是他请示王树声主任开办一个高等数学学习班，并自告奋当第一任教员。后续的老师是张宝炯、陆载欣和王维光。学员有以四个理论组成员为主的三部十余名中专生。我们学得很认真，我坚持每天下班后做习题。学完高等数学后，我就看懂和掌握了"偏微分计算法"，并为以后开展科研工作打下基本的数学基础。针对我们过去学的是俄语，王树声主任还在全室讲授"英文语法"。

年11月5日，中国仿制的DF-1近程导弹首次飞行试验成功。三部从此正式开始改型设计射程增加一倍的DF-2中近程导弹的5D60发动机。紧接着自行设计射程再加大一倍的DF-3中程导弹的YF-1(前期为5D10)发动机。理论计算的工作量大增，一室专门成立一个计算组仍忙不过来。刚升任一室副主任的龚一凡在得知永定路地区有计算所(现航天所)后，提出采用电子计算机进行计算。

年夏季的一天，他带我去永定路地区。该所技术负责人何国伟热情接待我们，并提出迭代计算必须收敛和原始方程线性化的要求。他还派人带我们参观了机房。初始的电子计算机因采用真空电子管而很厐大，运算速度却不到每秒一万次。回来后我按要求进行了半年的研究。一组第二任组长张宝炯是年从北京航空学院毕业，对我帮助也很大。他从一篇英文化学文献查到：对化学平衡方程取对数可变成线性方程。受此引导，我把"偏微分计算法"改进成"对数微分计算法"，实现原始方程组线性化。我还用选总莫尔数的办法确定初值，确保迭代计算收敛不发散。

年2月，我起草提出了计算任务书。随后几个月，多次去配合编制计算程序，看程序员在纸带和磁带上打孔，并一起上机试运算。在第二次试算获得成功后，得到第一批计算数据。我绘制焓熵图和查图换算得到火箭推力室理论性能。进而执笔编写了5D60发动机的热力气动计算书，并提供了设计5D10发动机所需的数据。DF-2导弹发动机主任设计师刘传儒是六级工程师，后为航天十一所第二任所长。DF-3导弹发动机主任设计师马作新是莫斯科航空学院年毕业生，后为航天十九所所长。

我对计算数据进行分析，发现燃烧温度、燃气分子量、特征速度等参数与燃烧室压力的对数值很接近线性关系。一室第二任主任刘尔巽是经验丰富的工程师(后为航天一院副总工程师)，他认为其中必有原因，让我找一找。我经过分析，认为原因就是原始方程取对数微分线性化必然导致计算结果的这种线性化。我接着应用热力学的几个基本公式，推导出性能参数的换算公式。写了我的第一篇论文"压力对火箭推力室比推力和喷管几何参数的影响"，发表在"宇航学报"前身的《研究与学习》年第11期。

1.3计算方法的改进和创新

当时的电子计算机运算速度慢，各研究单位的计算都集中在一台机器上进行，机器日夜运作也要排长队等待上机。计算液氧煤油这一种推进剂的较全数据，并编写完成"液氧煤油火箭推力室理论性能"的设计手册，足足花了三个多月时间。为此我对计算方法进行以下的改进和创新：

(1)我在第一篇论文的基础上补充完善，提出了"外推计算法"。写出第二篇论文"火箭推力室性能参数的外推"，发表在"研究与学习"年第16期。该论文虽然比美国人戈登的同类论文晚发表三个月，但计算公式不同，我的更简单精确。改革开放后，我又写了"火箭发动机性能参数的热力学外推法"的论文，发表在中科院《工程热物理学报》年第4期。有了这种参数换算方法，每一种推进剂的一个混合比，只需计算两个压力。由此大大减少电子计算机的计算量。更重要的是便于推力室设计员自行进行参数换算。《研究与学习》年第16期还刋有一室副主任朱森元的"超临界传热"论文，他是留苏的副博士，后对传热等技术和氢氧发动机有深入研究，成为中科院院士。

(2)我把绘制焓熵图和查图换算性能参数的人工步骤改由电子计算机操作完成，打印出来的是最终的性能数据和燃气成分。既直观，又省事。由此把我自已从繁忙的手工劳动中解放出来。

(3)根据气体发生器和涡轮的设计需要，我提出了燃烧产物中有积炭等的"低混合比计算公式和步骤"。在电子计算机上算出了推进剂低混合比的参数，满足了结构设计室的需要。当时的二室(推力室研究室)主任王之任和三室(涡轮泵研究室)主任颜子初都是年归国的留苏生，这两位女强人后来做出突出贡献而誉满业内，并担任型号副总师、北京十一所副所长等职。从我处取走原始数据进行涡轮热力计算的李钊工作认真负责，是年归国的留捷克生，后为国家民航总局副局长。

(4)根据DF-5洲际导弹及其发动机的论证和设计需要，刘尔巽主任在年下半年安排我们一组做了大量热力气动计算。充分的数据为最终确定YF-20系列发动机用的推进剂提供依据。之后我执笔编写了"二十种液体推进剂火箭推力室理论性能"的设计手册，由国防科技情报研究所于年5月出版内部发行。其第二、三作者是张宝炯、袁章辉。该设计手册应用了三十多年，为设计工作提供方便。

1.4国际学术交流

我退休后即被北京十一所返聘，参加研制的N推力DaFY-1过氧化氢发动机一举成功。正副所长于继曾和王珏此时批准了我参加国际学术会议的申请，王珏后是北京十一所所长、国家工程专题专家组组长、长征五号运载火箭总指挥。我执笔写的论文"火箭推力室性能参数的准确外推"英文稿先是被"第九届环太平洋地区国际空间会议"录用，但美国发生事件后竟然拒绝所有中国人入境参会。之后我作为中国宇航学会代表团的成员转赴法国巴黎，参加了于2年5月13至18日举行的"第六届空间推进国际研讨会"并发表了我的那篇论文。该论文的中文稿则发表在《火箭推进》2年第4期，第二、三作者是程圣清、陈世立。

进行国际学术交流并参观阿里安火箭总装厂和法国发动机是很有益的事，开了眼界，长了知识，收获满满。参会的李平执笔写了"欧洲航天动力规划与我国空间推进技术发展对策"的论文发表在《火箭推进》3年第1期，第二、三作者是葛明龙、李楚林。李平后来是西安十一所所长、航天六院科技委副主任和总师。

我们参观看到法国火箭是垂直总装，觉得有利有弊。利的是更接近火箭发射状态，弊的是总装厂房高大造价高。阿里安火箭总装厂在塞纳河畔，火箭出厂即水平装上专用拖轮运至出海口，再吊装至海轮上运往圭亚那发射场。这种运输方式更适合大型运载火箭。

我对凡尔赛宫议会厅会场外展示的一种高空发动机及其碳纤维可伸缩喷管很感兴趣，多次仔细查看。回国后又多方查找相关文献资料进行研究。执笔写了论文"碳纤维增强复合材料在国外液体火箭发动机上的应用"，发表在《导弹与航天运载技术》3年第4期。其第二、三作者是田昌义、孙继国。

我还参加了3年8月26至29日在西安召开的"第五届海内外华人航天科技研讨会"。在会上宣读了我与陈世立合写的论文"液体燃料生成焓的计算方法"。陈世立则携带我俩合写的论文"与过氧化氢自燃的国外燃料评述"，参加了"4年度发动机学术研讨会"。

1.5补充说明和后续工作

一组康保钧是年从四川大学化学系毕业，他依据"化学热力学"明确指出：化学平衡的同时伴随着自由能最小，前苏联和我国用的化学平衡计算体系与美国用的最小自由能计算体系在本质上是一样的。由于美苏的理化数据略有不同，计算结果才微有可忽略不计的差别。

一组方照奎是年从南京航空学院毕业，他在改革开放后学习掌握了美国的最小自由能计算法，是用数学上的矩阵求解线性方程组。他改进提出了"符号计算法"，为跨世纪普及的台式电脑编制热力气动计算软件提供方便。陈世立在1年编制的"2.0热力气动软件"就很好，沿用至今。方照奎为航天丛书写了"热力气动计算"一章，但未提及我国实际应用的"对数微分计算法"和"外推计算法"。按照过氧化氢发动机主任设计师程圣清的安排，我于3年写了"对数微分计算法"的讲稿，在北京十一所进行了讲课传授。

我执笔写了"过氧化氢单元催化分解火箭发动机研究"和"银网催化床分解过氧化氢的计算方法"的论文，发表在《火箭推进》5年第3期和9年第5期。这两篇论文的第二、三作者是李强、刘业奎。我还执笔写了"过氧化氢发动机的三流体燃烧"论文，发表在《航天推进与动力》年第1期，第二、三、四作者是刘业奎、聂嵩、潘亮。这些论文中有涉及高压下推进剂生成焓的增加，可供对髙压补燃发动机进行理论性能精确计算参考。

注：YF-2是并联四个YF-1单机，用作DF-3中程导弹和DF-4远程导弹一级的动力装置

2.燃烧不稳定问题及其抑制措施和计算方法

2.1名为"明虎"的"拦路虎"

三部在年12月正式开始改型设计5D60发动机，不久遇到振动较大的问题，导致DF-2导弹于年3月21日首飞失败。我参加了以一室副主任孙敬良为组长的减振小组工作，进行发动机试车故障的统计分析，并跟着学习推力室不稳定燃烧的相关知识。孙敬良是年归国的有军衔留苏生，后为上海航天局总工程师和工程院院士。同组的张宝炯和方照奎根据我提供的燃气理论声速值，计算出推力室一阶切向和一阶轴向的声学固有频率，都与发动机热试车机械振动测量得到的突出频率赫兹吻合。刘传儒主任设计师领导抗振减振和型号研制工作，主要依靠抗振解决了发动机的振动破坏问题，保证了5D60发动机研制成功。

刘尔巽担任主任的一室是理论系统室，除热力气动、传热、水力、强度等四个理论组外，还有三个系统组及计算组并一度包括有推进剂组。王桁是东二系统组组长，后来是氢氧发动机知名专家，曾获重奖。东三、东五系统组组长金贵全、华棣和推进剂组组长韦永龙也有高的技术水平和好的工作成绩。

马作新主任设计师领导研制我国第一个自行设计的发动机，是开路先锋，劳苦功高。由于改用自燃推进剂及平头的圆柱形燃烧室，5D10发动机热试车连续产生启动工作几秒就严重破坏的故障。一室东三系统组技术能手胡平信做了大量充填计算，结合热试车的启动程序记录反复进行对比分析，排除了最初怀疑的炮式启动原由。然后集思广益，才查明故障原因是一阶切向不稳定燃烧。二室采用液相分区的办法抑制了这种不稳定燃烧，保证发动机热试车成功。年4月正式研制DF-3中程导弹的YF-1发动机时，由于燃料由胺类改为肼类和提高燃烧室压力，原故障再现。二室用再生冷却隔板加液相分区的措施，彻底解决该发动机的不稳定燃烧问题。保证DF-3导弹于年12月26日首次试射，年12月飞行完全成功。

以苏大文为组长的二室东二推力室组和以赵执中为组长的东三推力室组，为攻关和研制成功东二、东三发动机立下大功。5D60、5D10、YF-1等发动机的燃烧不稳定和大振动问题，是名为"明虎"的"拦路虎"。

2.2名为"暗虎"的"拦路虎"

年春节后(三部转为十一所前三个月)，开始了YF-20发动机的设计。该发动机基本推力为70吨，比YF-1发动机的26吨推力和V-2火箭发动机的27吨推力增大很多。由于推力室采用直流式头部和小收缩比身部，燃烧室直径比YF-1的还小20mm且只是V-2火箭推力室直径的约40%。最主要的是从一开始就用再生冷却隔板预防不稳定燃烧，使得推力室于年11月首次热试车一举成功。我从一室临时派往二室参加了直流式头部小组的设计工作。小组长孙宏明是年从北京工业学院毕业，工作认真细致，后为西安十一所副所长。二室东五推力室组组长王治军是年从莫斯科航空学院毕业，为研制成功东五发动机做出大贡献，后为二炮(火箭军)工程学院知名教授。YF-20发动机在年12月至年8月共进行24次发动机热试车，成功23次。年9月10日成功地进行了DF-5洲际导弹的首次高弹道飞行试验。

年"文革"开始前，我被选拔为七机部王秉璋部长的秘书，但因"文革"动乱开始未到职。年七机部实行军管后，我在十一所清队办公室和专案组工作三年。年发生事件后，我经过反复考虑谢绝了军管小组让我升职的提议，主动要求回热力气动组工作和支援三线建设，成为极少在陕西工作而由北京发工资的人。

年11月，YF-20系列发动机从北京正式转到陕西红光沟研制。厂、所、站的数千职工克服了在三线工作和生活的很多困难。发动机在后来的高工况热试车时出现了分频加速度大于g的大振动。经过众人认真研究分析，这属于中频流量型不稳定燃烧。参考YF-1发动机的设计方案和上海的减振抗振办法，追加液相分区措施，有力地抑制不稳定燃烧和消除了大振动。上海的孙敬良、红光沟支援上海的张宝炯和红光沟的王治军，共同立下大功。

三部另一位年归国的有军衔留苏生李伯勇，是DF-5洲际导弹副总设计师兼发动机主任设计师，并兼任陕西十一所第二所长和基地主任。他事业心强，非常负责，正确决策，严格要求，工作深入，雷厉风行。我于年3月到基地新设立的质量处任副处长后，跟隨李伯勇走遍厂、所、站的各个角落，亲眼看到他处理很多棘手问题的非凡能力。在DF-5洲际导弹于年5月18日成功飞向太平洋后，他又做出"三高一长"从难从严考验发动机的热试车安排，进一步提高发动机可靠性。使得YF-20系列发动机荣获国家金奖，为加強国防和以后开展载人航天工程奠定基础。李伯勇后为航天一院院长和国家劳动人事部部长。

YF-20发动机的燃烧不稳定和大振动问题，是名为"暗虎"的"拦路虎"。年发生的长征五号遥二火箭的YF-77发动机故障，则是故障前后的大量热试车都未出现的涡轮泵偶发振动破坏，是更麻烦的另一种"暗虎"即"隐形虎"。在职航天人顶着巨大压力，持续加班加点努力攻关，终于揪出这只"拦路虎"，真正实现故障归零，保证长征五号运载火箭的重要发射相继成功。

2.3用声腔抑制不稳定燃烧

除国际上通用的隔板和液相分区抑制不稳定燃烧办法外，还有声腔用来抑制较小推力发动机的更高频率不稳定燃烧。其应用首先见于美国阿波罗飞船载人登月舱的上升发动机。国内首先用于原YF-11发动机，用声腔比用隔板更有效地抑制了高频不稳定燃烧。

我退休后在北京十一所返聘九年。参加研制的DaFY-2过氧化氢发动机，第一次热试车因声腔肋烧毁而产生一阶切向不稳定燃烧，短短几秒钟时间就烧毁推力室头部并炸飞面板。声腔肋有效热防护后，深声腔发挥作用，再也没有出现一阶切向不稳定燃烧。但是，由于对浅声腔的研究不深入和认识不统一，一阶径向和二阶切向不稳定燃烧末得到抑制。另外，还有因外购的自燃燃料质量太差而引发的断续瞬间粗暴燃烧大振动。结果直接影响任务的完成。后改用气液燃烧方式才研制成功DaFY-3过氧化氢变推力发动机。我执笔写了"过氧化氢/煤油的四种燃烧方式"的论文，刋登在"航天推进与动力"年第5期上，第二、三作者是潘亮、刘业奎。

2.4声腔的计算方法

燃烧不稳定方面的专著和文献不少，总的来说是理论深奥，公式复杂，能说清机理，对隔板和液相分区的设计有指导意义，但很大程度是靠设计经验来解决问题。我在担任陕西十一所二十室副主任时的正主任朱宁昌，是理论和英、俄语水平高的留苏副博士，他在航天丛书中写的"燃烧不稳定"一章很好。

声腔是四分之一波管，有其抑制高频不稳定燃烧的理论计算公式和经验修正系数。我参加DaFY-2过氧化氢发动机研制时，带着大振动问题认真学习杜功焕等人所著的《声学基础》上下册(南京大学出版)，逐个公式进行推导，笔记一大本，花了三个多月时间才学完。学完此书才真正看懂相关燃烧不稳定的书籍和文献，并弄明白声腔的深度实际小于四分之一波长是因为存在声腔的进口效应。我执笔写了一篇"声腔深度和相对开口面积的确定"的论文，发表在《火箭推进》4年第4期，第二作者是郑孟伟。另外，我还写了一篇"最大吸声系数的声腔设计方法"的论文，发表在《航天推进与动力》4年第2期。由此对声腔的计算方法进行了改进，并得到协作研究单位中科院声学研究所人员的好评。

針对DaFY-2发动机用外购的锰基混合自燃煤油燃料存在保质期只有几天和点火延迟期长达20ms的问题，我研究和配制了鈷基混合自燃煤油燃料样品。经试验保质期可延长到一年以上，点火延迟期可低至10ms。进一步缩短点火延迟期也还有办法。我还反思：浅声腔不仅深度和宽度要小，沿周向的长度也应当小，以确保声波在浅声腔内沿轴向传播。

注：四个单机并联成为DF-5洲际导弹一级YF-21发动机

3.其它计算方法的学习和应用

3.1以液滴汽化为主导的稳态燃烧计算

我把自已从热力气动计算的繁忙劳动中解放出来后，有了较多时间，陆续对热力气动组的其它计算方法进行学习。首先学的是由康保钧负责的稳态燃烧计算。他告诉我：要提高火箭推力室的燃烧效率和比冲，必须保证推进剂组元的喷雾液滴汽化率不低于99%。他推荐我看美国文献NASATRR-67，这是普瑞姆的液滴汽化计算方法。

我基本掌握该方法后，就做练习对5D61发动机进行计算。计算结果经康保钧校对确认无误。计算表明该发动机的燃烧效率也只有0.9，并没有比5D60发动机提高。作为备份的5D61发动机虽然已经通过了热试车考验，但由于5D60发动机抗振减振已过关，5D61发动机就没有成为正式型号。

5D61发动机的历史作用不可埋没。王治军参加设计的5D61推力室再生冷却隔板成功抑制了不稳定燃烧，并促进了YF-1发动机和后来的YF-20发动机研制。孙宏明找到5D61发动机燃烧效率低的原因，通过增加喷注器撞击对数目而大大提高YF-20发动机的燃烧效率和比冲。我经过核算，在未计自燃推进剂液相反应热的情况下，YF-20发动机的液滴汽化率已达99%，安全余量很大。正因为如此，YF-20发动机后釆用局部加大喷孔直径的液相分区减振措施，并没有引起燃烧效率和比冲下降。

3.2最大推力喷管造型计算

一组李淦卿是年从北京航空学院毕业，学的是空气动力专业。按照他的建议，我先学习了一本名为"变分法"的求极值数学书，然后学习他的喷管造型技术报告。由此较快了解和粗浅掌握这一计算方法。当时他要花很多时间进行手工操作，先把电子计算机数据画成网格图，然后再结合控制面计算确定喷管型面座标。我就把我进行热力气动计算的经验告诉他，建议他把这些手工操作步骤放到电子计算机里进行。

李淦卿釆纳了我的建议，提出新的计算任务书。但是，这一计算进展缓慢，持续几年。主要原因一是所用美国人绍尔的跨音速流计算公式为一阶近似不准确，导致喷管造型计算常出现无解；二是地处陕京两地与编程序人员配合不好，合作常停顿。为此，我对空气动力学难题之一的跨音速流进行学习，并学以致用推导出二阶近似的较准确计算公式。我写成"收敛扩散喷管的喉部流速和流量系数"的论文发表在中科院的《力学与实践》年第3期。

黄祟锡是陕西十一所二十室综合组组长，他的技术水平高，自己能编制电子计算机的计算程序。他用的圆坐标跨音速流计算公式较准确。他进行最大推力喷管造型计算的效率高，进展快，结果好。他为人谦虚诚恳，后来在编写航天丛书的"最大推力喷管造型"章节时，坚持署名在李淦卿之后。

张贵田是DF-4导弹发动机主任设计师，也毕业于莫斯科航空学院。他为研制成功DF-4远程导弹做出大贡献。我国第一颗人造卫星就是用DF-4导弹加第三级固体火箭于年4月24日发射成功的。DF-4导弹二级YF-3发动机的大喷管造型用的是他在校学的双圆弧喷管造型法。鉴于最大推力喷管造型的型面坐标给出后，当时的喷管生产不便于加工模具，我就改进成三圆弧喷管造型。这既使喷管型面很接近最大推力喷管型面，又便于工厂加工模具。经张贵田同意后，在他领导研制的YF-40发动机上用了三圆弧喷管造型。张贵田后来长期担任基地主任、航天六院科技委主任等职务，是工程院院士。在完成载人航天推进任务、YF-高压补燃液氧煤油发动机和其它多种发动机研制任务中，他的成绩突出，贡献很大。

3.3离心式喷嘴计算和二次喉道扩压器计算

十一所于年11月从北京搬迁三线后，原一室水力组予以撤销，老组长并已升任一室副主任的郁明桂改任结构设计室副主任。其余三个理论组由新一连代管，任务不明，工作不饱满。考虑到原水力组主管的喷嘴与发动机燃烧密切相关，离心式喷嘴的实际喷雾角与计算值相差大，我就自选课题研究离心式喷嘴。看了多篇前苏联的研究资料，还去北京航天三院31所求教并仔细查看他们的透明喷嘴液流喷雾照片。经过一段时间研究，写了名为"离心式喷咀理论的综述和改进"的论文，发表在年1月的《火箭推进》创刋号上。该文的校对人是后为北京十一所所长的于继曾。我还接连在《火箭推进》年第2期、年第1期、年专刋上发表几篇关于喷嘴的论文。此类论文的最后一篇是"离心式喷嘴理论的改进"，发表在《宇航学报》,2(4)上。

在研制YF-40常规上面级发动机时，由于大喷管发动机高空模拟试车要用引射筒(扩压器)，康保钧和李淦卿对此开展研究。DF-4导弹二级YF-3发动机热试车用的是直筒扩压器，在基本满足热试车要求的同时存在模拟高度不够大和启动压力过高的不足。他俩在收集资料认真研究分析后，提出用更好的二次喉道扩压器。我学习和掌握了他们整理的该扩压器计算方法，与他们一起去四川绵阳做扩压器模型的风洞试验。最后协助站研制成功二次喉道扩压器，满足了YF-40发动机高空模拟试车的需要。YF-40发动机研制成功后用作长征四号运载火箭的第三级动力装置。

在此对热力气动组的人员构成作补充说明：除以上提到姓名的两任组长和包括我在内的五名组员外，在建组的大机库时期还有寿永之、王匡毅和封祝祥。在随后的六十年代全盛世期接替此三人的有王文俊(副组长)、沈华恢、郑焕涛和李宏谦，老沈和老郑都是水平较高的留苏生。此时在组工作和后随组迁三线的还有刘毅和尹魁臣。在三线新増的是潘世安。他们都对热力气动组的建设、开展科研工作和配合型号发动机研制有贡献。

3.4传热计算和强度计算

我在年6月担任陕西十一所二十室副主任后，开始