固体火箭发动机参数调整的优化方法

分析了固体火箭发动机研制阶段地面试验性能与设计目标之间存在偏差的原因，提出了工程上参数调整的对象，并以性能和工程双重条件作为约束，建立了以燃烧室压强为目标函数的数学模型，在优化计算，分析的基础上，进行发动机设计参数的调整，经工程实际验证，取得了较好的效果。     

战术型号复合固体推进剂装药生产阶段的质量管理

型号批生产的目的、质量要求、管理模式与研制有很大差异，批生产质量管理的特点和难点也不同于研制。批生产和研制之间虽然有很大的继承性，但不是一个简单的放大。而是一个量变到质变的过程。结合多年战术型号固体推进剂装药在批生产实践中遇到的许多研制过程中没有遇到或忽视的问题，从质量管理模式、质量管理观念、性能控制技术等方面进行不断总结、创新，探索出适应于批生产的质量管理方法。     

水下超声速燃气射流气泡的生长及压力波传播特性实验研究

为获取燃气射流对上游水域的影响特性,采用燃气发生器和水下实验系统,研究了水下超声速燃气射流的气泡生长及演变过程,以及气泡压力波在水中的传播特性,并研究了压力波在水介质中的衰减规律。研究表明,燃气泡生长和"破碎"伴生着压力脉动在水介质中传播,气泡压力波的能量在水介质中快速衰减。     

白炭黑与硼酚醛树脂用量对EPDM/NBR柔性绝热层材料性能的影响

通过比较分析白炭黑与硼酚醛树脂用量对EPDM/NBR柔性绝热层材料拉伸强度、断裂伸长率、质量烧蚀速率和线烧蚀速率以及相对密度的影响,得出随着白炭黑或硼酚醛树脂用量的增加,柔性绝热层材料的拉伸强度和相对密度呈递增趋势,烧蚀速率呈递减趋势,断裂伸长率在白炭黑和FB用量各自为20份时有极大值.     

涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机方案研究

针对临近空间飞行器及空天飞行器使用需求,提出了涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机(Turbine-based dual-combustor scramjet combined cycle propulsion,TBDC)概念,由成熟涡轮与双燃烧室超燃冲压发动机并联组成,Ma0～2.5以涡轮模态为主,Ma2.5～6+主要由双燃烧室超燃冲压发动机提供推力。分析了双燃烧室超燃冲压发动机启动马赫数低、工作包线下边界宽域特点对解决涡轮基与冲压级模态转换过程中普遍存在的"推力陷阱"的有效性和双燃烧室技术应用于组合发动机的可行性,研究了双燃烧室发动机适应组合发动机一体化构形和性能保持、统筹组合发动机可调进气功能拓展双燃模态工作边界的技术途径,完成了组合发动机典型状态点性能仿真和关键技术梳理。研究表明,涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机有望在Ma2.5～3实现模态转换、推力顺畅接力,适应Ma0～6+高速宽域飞行需求。     

未固化AP/Al/HTPB推进剂燃速预示法——DSC法

研究了未固化推进剂的燃速预示方法，用DSC法（差示扫描量热法）研究了多种AP／Al/HTPB推进剂的常压热分解特性。根据BDP燃烧模型，考察了推进剂的燃速与热分解参数的关系，提出了未固化推进剂燃速的预示方法。实验结果表明，用DSC法可较准确地预示未固化推进剂的燃速，并成功预示了某配方的基础燃速。