固体火箭发动机燃烧室三维流动数值计算

采用ｋε双方程湍流模型，以ＳＩＭＰＬＥ 计算程式求解翼柱型装药固体火箭发动机燃烧室内三维非定常不可压流ＮＳ 方程．在建立翼柱型装药简化模型的基础上采用边界标志法来表达燃面推移，采用从二维到三维的初场给定方法结合多重网格法求出了多个时间步的非稳态流场结构．计算结果表明燃烧室内旋涡运动呈现一定的空间与时间分布，周向加质导致燃气通道横断面上轴向速度分布的极不均衡．     

固体火箭发动机／导弹一体化设计

以某一两级固体地—空导弹作为算例,研究了固体火箭发动机/导弹一体化设计问题。研究以导弹起飞质量最轻和可用过载最大为目标建立了目标函数,利用优化理论完成了7个设计变量的优化设计。优化结果表明,所建立的数学模型是正确的。     

固体火箭发动机翼柱形药柱的优化设计

以固体火箭发动机的翼柱形药柱的优化设计为例，通过建立翼柱形药柱的计算模型，固体火箭发动机的能量模型，提出了翼柱形药柱的优化设计方法。药柱的计算采用了混合罚函数法，根据得出了计算结果中各设计变量对目标函数的影响大小，确立了各设计变量的最佳值，该方法还可用于其他型号的翼柱形药柱的优化设计。     

二维等熵喷管流场计算

本文介绍了用于计算超音速火箭喷管特性线方法.从基本原理、几个问题的处理到计算结果的分析和处理,得到某些有益的结果,可供喷管设计和喷管受热分析参考.     

潜入喷管背壁区熔渣溢流沉积实验研究

利用X射线诊断系统，观察了固体火箭发动机热试车条件下潜入喷管壁区熔渣粒子的溢流过程。得到了实验条件下的潜入喷管背壁区熔渣生成沉积数据和图像，分析探讨了喷管潜入深度、喷管部面积对背壁熔渣生成和溢流过程的影响，为发动机的设计提供了实验依据。     

固体火箭发动机熔渣沉积数值模拟

为了探求熔渣沉积的机理，采用欧拉－拉格朗日丽相方法模拟带潜入喷管的固体火箭发动机两相内流场。通过对发动机工作后期六个时刻的两相流动与粒子轨迹计算，得到了三种Al2O3重附着率（0.2,0.4,0.6）下的潜入喷管背壁熔渣沉积总量分别为0.14%，0.48%和0.91%。提出了减少熔渣沉积的一些途径。     

固体火箭发动机系统可靠性设计的故障树分析

以空－空导弹固体火箭发动机系统可靠性的故障树分析为例，建立了系统可靠性框图、故障树、结构函数、并进行了系统可靠度计算，结果表明：建立的计算模型是正确的，并可用于其它型号的系统可靠性故障分析。     

固体火箭发动机燃烧室喷管统一流场计算

采用ＳＩＭＰＬＥ算法的可压缩形式求解固体火箭发动机燃烧室喷管内的全速度统一流场;在非交错的配置网格基础上用有限体积法离散Ｎ－Ｓ方程,采用强隐式算法（ＳＩＰ）求解线性代数方程组;采用边界标志法实现复杂几何形状下的多区域统一计算;采用喷管外型逼近法保障计算稳定性;通过与同类计算结果的对比表明：上述算法的组合能够成功地获取固体火箭发动机内流场的整体结构。     

固体火箭发动机翼柱形药柱的优化设计

以固体火箭发动机的翼柱形药柱的优化设计为例，通过建立翼柱形药柱的计算模型，固体火箭发动机的能量模型，提出了翼柱型药柱的优化设计方法。药柱的计算采用了混合罚函数法，根据得出的计算结果中各设计变量对目标函数的影响大小，确定出各设计变量提最佳值。该方法还可用地其它型号的翼柱形药柱的优化设计。     

固体火箭发动机燃烧室三维流动数值计算

采用k-ε双方程湍流模型,以SIMPLE计算程式求解翼柱型装药固体火箭发动机燃烧室内三维非定常不可压流N-S方程.在建立翼柱型装药简化模型的基础上采用边界标志法来表达燃面推移,采用从二维到三维的初场给定方法结合多重网格法求出了多个时间步的非稳态流场结构.计算结果表明燃烧室内旋涡运动呈现一定的空间与时间分布,周向加质导致燃气通道横断面上轴向速度分布的极不均衡.