织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同。提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速、沿金属丝燃速、综合因子和喉径的变化规律；再确定喷管效率；最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

超期贮存发动机固体推进剂能量特性试验研究

固体推进剂的老化,会使其燃速、爆热值下降,势必会影响固体火箭发动机的内弹道性能,从而影响导弹的正常飞行。文中介绍了通过3台超期贮存的某型固体发动机的解剖,并对其推进剂的燃速和爆热进行了试验测定;根据试验数据,对该型超期固体发动机进行了内弹道仿真及相关计算,得到了不同贮存期发动机的比冲和推力,为正确评估该型发动机服役寿命提供了参考数据。     

固体火箭发动机喉径变化辨识

根据发动机实验得到的燃烧室压强和发动机推力随时间变化数据，考虑了三氧化二铝沉积、消融和喉衬材料烧蚀，建立了喉径变化模型，并用辨识技术得到了喉径变化规律，为发动机性能计算提供了必要的数据，大大提高了性能计算的精度。     

利用锥形内孔装药发动机和燃速辨识方法确定推进剂的基本燃速

通过锥形内初装药发动机试验的压力-时间曲线,利用燃速辨识方法获得了高低两个压强范围装药的基本燃速表达式,比较了考虑c~*、k随燃烧室压强P变化和不考虑其变化所得的基本燃速表达式及其对内弹道予示的影响.结果证明,用本方法获得的燃速比燃速仪获得的燃速高5～8%,预示的内弹道曲线也与发动机实测曲线基本吻合.     

固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法

介绍了一种用于固液火箭发动机试验的瞬时燃速分析方法,运用该方法对H2O2/HTPB固液火箭发动机单室双推力长时间热试车试验进行燃速分析,拟合得到该工况下的燃速公式为r=1.847×10-2G0o.7304。根据燃速公式等计算结果对一次发动机试验进行了预估,计算得到的预估内弹道性能曲线与试验结果吻合较好,验证了该瞬时燃速分析方法的可行性,为发动机工作时间较长、氧化剂流率变化较大时的燃速分析提供了一种途径。     

航空发动机推力的测量和确定方法

从推力的定义和表达式及其导出的条件出发,讨论了航空发动机地面与飞行状态下在各类试验设备上推力的确定方法和程序以及必须进行的发动机部件与模型试验、整机地面试验和模拟高空试验乃至飞行试验,并分析了模拟高空试验在正确确定飞行推力中的重要作用。      

固体火箭发动机实际燃速常数的计算

根据试车数据，对全尺寸发机和标准发机瞬时燃速进行了计算，利用参数辨识技术，确定了维也里燃公式（ｒ＝ａｐ＾ｎ）里的常数，计算结果表明：对应用在不同发动机中的同一种推进剂来说，其燃速系数α和压强指数ｎ是不同的。探讨了不同发动机燃速常数变化的原因以及规律性，提供了分析全尺寸发动机，标准发动机之间燃速相关性的新方法。     

侵蚀燃速辨识

本文将控制论中的辨识技术用于确定固体推进剂火箭发动机装药的侵蚀燃速关系式,对燃速辨识方法作了较为全面和详细的研究.通过对假想发动机作燃速辨识,对该方法的可行性作了充分的论证.用燃速辨识法对真实型号的发动机作了侵蚀燃速辨识,获得了同一发动机装药在不同初温下侵蚀燃速关系式.由于燃速辨识仅需利用一条发动机试车压力一时间曲线,并且在电子计算机上用最优化方法给出结果,因而该方法具有迅速、经济、准确等优点,能更实际地研究固体火箭发动机工作状态下的装药侵蚀燃烧特性.而且便于观察过去实验研究做得较少的初温对侵蚀燃速的影响.这是一种在工程应用上确定装药侵蚀燃速的切实可行的方法.     

固体火箭发动机瞬变参数辨识

叙述了固体火箭发动机参数辨识的方法, 以反喷管打开后瞬变过程中推进剂瞬变燃速、打开函数和喷喉收缩因子的辨识为例, 说明了瞬变参数辨识的技术。辨识采用的数学模型是零维不定常内弹道计算方程组, 这是一个非线性系统的参数辨识问题。优化方法采用阻尼最小二乘法。给出了算例, 经参数辨识准度分析, 辨识结果是合理的。      

三维组合药型单室双推力发动机燃面与内弹道计算

基于有限容积的思想，构造任意形状的三维药柱燃面退移通用计算方法，并推广应用于嵌金属丝推进剂的燃面计算。计算过程只关心燃面的始态和终态，可完全避开错综复杂的几何燃面变化规律，实现任意药型下多推进剂、变燃速燃面退移的计算机数值模拟。在此基础上，对三维组合药型单室双推力发动机进行了喉部烧蚀条件下的内弹道计算，同时与试验结果进行比较，取得了较好的效果。     

HTPB复合推进剂燃速对固体火箭发动机内弹道性能影响

为准确预测不同贮存期HTPB复合推进剂燃速对固体火箭发动机内弹道性能影响,文章通过燃烧实验测量了贮存2a、5a、8a和10a发动机推进剂燃速,通过燃烧室—喷管一体化三维流场仿真技术计算了不同贮存期发动机内弹道性能.实验与计算结果表明,贮存时间越长,推进剂燃速越慢,发动机燃烧室内出现压力高峰的时间越滞后,并且压力峰值越下降.     

小推力长时间工作固体火箭发动机C/C喉衬的烧蚀与沉积

针对C/C喉衬喷管小推力长时间工作固体火箭发动机,分别开展了含铝、不含铝两种推进剂状态的地面试验。根据燃烧室压强及发动机推力测试曲线计算了喷管喉径的瞬变值,对比研究了喉衬的烧蚀、沉积过程,指出含铝推进剂发动机C/C喉衬先后经历初始沉积、沉积消融、持续烧蚀、烧蚀与沉积交替四个阶段,而推进剂不含铝时则没有明显的初始沉积与沉积消融。讨论了推进剂配方、燃烧室压强、喷管结构等因素对喉衬烧蚀、沉积的影响,并提出了相应的改善措施。     

固体火箭发动机的能量管理技术研究

介绍了固体火箭发动机的能量管理技术对于提高战术导弹射程、命中精度等方面的作用,针对隔板式能量管理技术,分别对美国、加拿大、日本、德国等国的代表性研究方案进行了评述,指出了今后的研究方向。     

超高燃速多孔推进剂发动机的点火特性

超高燃烧多孔推进剂比常规推进剂点火困难，需要合理调整影响点火性能的参数。研究了推进剂密度、点火空间、喷喉尺寸、喷管堵盖材料和厚度、点火药量和种类对超高燃速推进剂发动机点火特性的影响，并确定了关键因素，得到了良好的综合点火性能。     

固体火箭冲压发动机燃气发生器动态特性影响分析

建立了燃气发生器/固体火箭冲压发动机/导弹的一体化动态数学模型，通过数值仿真研究得到了在典型飞行弹道下各主要工作参数的变化过程.结果表明，在导弹飞行的爬升和巡航段，燃气发生器实际输出燃料流量和发动机实际输出推力与指令值之间的相对偏差均较小，不超过7%；而在俯冲段，由于容腔效应影响严重，燃料流量相对偏差达到-30%，推力最大相对偏差达-50%.上述因素给导弹飞行速度带来的相对偏差小于5%，射程的相对偏差小于1%.因此，针对所述的爬升 巡航 俯冲弹道，在导弹工作过程仿真中，可忽略燃气发生器的动态特性，不会影响对导弹飞行性能的评估.      

固体火箭发动机性能蜕变的压强补偿

介绍了采用缩小喷管喉径的方法，对固体火箭发动机燃烧室压强和推力进行补偿，以达到延长发动机使用寿命的目的。     

固体火箭发动机流体喉部推力矢量特性

针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表明:扼流性能与二次流的注射位置、注射角度及流量比有关,且随二次流/主流流量比的增大而增大.喉部二次流喷射能有效的调节有效喉部面积进而调节推力大小,当流量比为0.4时,最大有效喉部面积比为0.8;扩张段二次流喷射能有效调节推力方向,当流量比为0.4时,最大推力偏角为20°;喉部二次流与扩张段二次流入射位置存在相位差可有效降低喉部与扩张段二次流干扰.