固体火箭发动机试验模态分析技术研究

将固体火箭发动机划分为144个自由度，采用锤击法，单点激励多点响应（SIMO）对其在4种工况下进行了频率响应的测量，应用了多种方法进行模态参数识别和数据拟合，并对其结果进行比较，获得了发动机在各工况1kHz以内的各阶固有频率、振型和阻尼，并对试验模态分析技术在固体火箭发动机试验中的应用进行了研究。     

飞行加速度对固体发动机后封头绝热层烧蚀的影响

固体火箭发动机后封头绝热层的炭化烧蚀率与飞行加速度有关。概述了国内外在这方面的一些研究情况，着重讲述了固体火箭发动机后封头内绝热层烧蚀的实验研究。实验表明：不同材料的绝热层在加速度作用下烧蚀率明显不同。在加速度作用下，后封头内绝热层的炭化烧蚀率小于静止状态的炭化烧蚀率。     

固体火箭发动机地面试验中测量误差分析

介绍了固体火箭发动机试验中测量误差分析的一般过程，讨论了标准量标准量传递和测试系统静态校准过程中的误差及其计算方法，以及直接测量参数和间接测量参数不确定度的计算方法。     

基于UG/Grip的低比转速离心泵叶轮数字化造型原理

运用UG/Grip技术对低比转速叶轮进行三维造型设计,获得了一种先进的低比转速叶轮参数化设计方法,从而能够及时、直观地考察叶片的水力特性和机械特性。同时可采用交互方式对叶轮设计参数进行修改,增强了叶轮计算机辅助设计系统的交互设计能力,有利于提高叶轮设计质量。     

小推力发动机膜冷却工程算法研究

为满足工程上对推力室内部传热流动分析的要求,应用分层流动理论,结合半经验传热和化学反应平衡模型,建立了分析小型液体火箭发动机推力室膜冷却的传热模型。以气氧/煤油发动机为例,初步实现了对定常情况下膜冷却过程的模拟。计算表明,冷却剂的质量分数,燃气的流动状态,喷注器尺寸等因素对冷却效果和发动机总体性能有重要影响。研究结果可为新一代小型液体火箭发动机的研制提供参考。     

液体火箭发动机氧腔流动分析及均流板设计研究

采用Navier-Stokes方程数值模拟了某型火箭发动机推力室氧腔流动，计算分析了节流板表面的总、静压分布及其畸变指数。依据压力畸变提出了氧腔均流孔板改进方法，并通过多次分析-设计循环得到了新的均流板。最后对所设计的均流板进行了详细地计算分析和实验验证。分析和验证表明新设计的均流板使氧腔出口节流板表面压力畸变降低了30．4％，显著提高了氧腔压力均匀性，进而可以大大提高燃烧效率。     

固体火箭发动机试验故障分析

从工程研制角度出发，探讨了分析固体火箭发动机试验失败原因的一般方法和过程，根据某发动机试验故障的具体情况，运用这种试验故障分析方法和过程（即针对试验故障进行故障树分析，设计复审分析，数据曲线的复核复算分析和验证试验），找出造成发动机试验故障的具体原因，确定故障机理；而后针对性地采取综合技术措施，并对这些措施进行试验验证，故障归零。     

固体推进剂远地点发动机的研制和关键技术

自1984年开始,中国研制的系列远地点发动机共9次参加卫星发射,均获成功,表现出很高的可靠性,高空比冲达到2834N·s/kg,质量比为0.895,性能达到了先进水平。该文介绍了远地点发动机的特点、技术水平和主要经验。其中采用丁羟推进剂、玻璃纤维壳体和碳/碳复合材料喉衬被证明为成功的技术选择。在研制过程中,在高空比冲的预示和测量,玻璃纤维壳体基体树脂的研制,高空点火和安全点火机构的研制,防止发动机自旋引起的烧蚀等技术问题方面,积累了丰富经验。对于在高空工作的发动机具有现实参考意义。     

分布式光纤测温系统及高速数据采集与处理

分布式光纤测温系统是一种用于实时测量空间温度场分布的光纤传感系统 ,在系统中 ,光纤本身既是传输媒体也是传感媒体。讨论了系统的工作原理、设计思想、系统构成、高速数据采集以及瞬态采样平均技术 ,该系统已应用于石油测井。     

翼柱型装药发动机点火升压过程计算

利用实验获得的翼槽内火焰传播规律经验公式,在Ｐ（ｔ）模型的基础上,建立了翼柱型发动机的点火升压计算模型。计算结果与实测数据吻合较好。同时就点火器流量、推进剂燃速、喷管堵盖打开压强等设计参数对发动机点火升压过程的影响进行了分析。