膏体推进剂发动机试验

通过发动机试验系统,进行了膏体推进剂发动机热格栅点火试验和多次关机 启动试验研究。试验发动机带有供料装置,供料压强为7 5MPa,推进剂流量为51g s,喷管喉径为7mm,燃烧室平均压强约1 7MPa,总工作时间大于136s。试验获得了膏体发动机多次点火的特性参数和进行多次关机 启动的压强曲线。试验结果表明:选用的膏体推进剂具有很好的热格栅点火性能,点火参数分布较均匀;膏体发动机具有良好的能量可控性。     

脉冲式膏体推进剂发动机实验研究

以某种不加固化剂的具有流变性的复合推进剂为膏体推进剂的初始配方,研究其在实验发动机中的挤压输运适应性和摩擦安全性,获得了膏体推进剂的粘度与挤压适应性的关系,并对影响该推进剂挤压适应性和摩擦安全性的因素进行了分析。在此基础上完成了脉冲式膏体推进剂发动机的地面热试,成功地得到了两次脉冲燃烧的p-t实验曲线。初步验证了膏体推进剂在使用上的安全性和脉冲式膏体推进剂发动机在推力调节和多次起动方面的可行性,为国内在该新领域的研究奠定了必要的基础。      

小型固体推进剂火箭发动机某些点火问题的实验研究

用φ50mm标准试验发动机对双基和复合推进剂的发动机点火问题进行以下一系列研究工作:(1)在双基推进剂发动机的初始工作时,喷管堵盖的厚度将如何影响点火压力和点火延迟时间。试验结果表明:堵盖的爆破时间应该是在燃烧室最大压力的75％～100％处,那就是说,较厚的堵盖将得到较好的试验发动机性能。(2)在双基推进剂发动机中,堵盖厚度一定,燃烧室压力为25～115atm,试验结果表明:如果点火压力小于75atm,则某些通用的公式可用来计算点火药量。如利用Barrere和Lancaster公式来计算点火药量时,上面所讲的二个结果是有效的。(3)用一种高能金属氧化剂作点火材料的装药量和复合推进剂发动机的自由容积之间关系,对于不同的Ku,可作成曲线。例如用硼硝酸钾(B/KNO_3)作为点火药,聚酯推进剂作为发动机装药,则在对数坐标上所得曲线是线性的,这样,在点火器设计中易于确定所需烟火剂装药量。     

自燃推进剂火箭发动机燃烧不稳定性研究

发展了自燃推进剂（ＭＭＨ／ＮＴＯ）火箭发动机燃烧不稳定性的综合分析模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程,研究了燃烧不稳定性的机理,提出了轴向声腔模型并对其抑制不稳定燃烧的特性进行了数值模拟研究,得到了声槽特性频率驿燃烧不稳定性的影响规律,描绘出声腔影响燃烧不稳定性的具体场景,数值模拟结果与理论分析及试车结果是相符的,对轴向声槽的分析设计将具有广泛的指导意义。     

小型双基固体推进剂火箭发动机点火特性研究

固体推进剂的点火理论已有很多综述和评论。实际固体推进剂火箭发动机中的点火是一个包含多种因素影响的复杂过程,如对推进剂表面的加热经常是对流、辐射、热扩散、热粒子效应以及推进剂表面反应放热的返归等的综合;影响推进剂表面着火的原因也不单单是由于加热速率的大小,而环绕推进剂的介质成分、压力以及点火介质中的烟雾、推进剂的爆发温度、初温、表面状态等因素,也起着一定程度的作用。     

固体推进剂火箭发动机贮存性能规律研究

依据固体推进剂火箭发动机大量试验数据的统计规律，提出了估算固体推进剂火箭发动机主要参量随贮存年限、温度变化而改变的数学关系式：R^1=KRR0(1 a)^△t-1，并通过了反算、验证试验和实际中的应用。     

固体火箭发动机HTPB推进剂力学性能老化研究

为研究某型发动机高燃速端羟基聚丁二烯（HTPB）推进剂在寿命期内的力学性能,选择贮存2 a、5 a、8 a和10 a的发动机推进剂作为研究样本;通过应力松弛试验和3点弯曲断裂试验研究了不同贮存期的推进剂力学性能,结果表明：随着发动机贮存时间的延长,HTPB推进剂的松弛模量逐渐升高,而断裂韧度逐渐降低。     

海防导弹用固体火箭发动机对推进剂的特殊要求

针对海防导弹的存放、使用环境和作战条件,论述了助推和巡航用固体火箭发动机对推进剂的燃速、燃速压力指数、燃烧产物的烟雾,以及综合考虑能量水平与热防护的推进剂配方等方面的特殊要求。     

微型固体脉冲推力器内弹道性能的实验研究

对高速动能导弹飞行姿态控制和弹道修正用的多管微型固体脉冲推力器的内弹道性能进行了试验研究。其中，以单管挂药式结构的试验为主，并以贴壁粘结式结构试验作为对比分析。试验结果表明，所设计的原理样机工作正常，可进行重复试验；单管挂药式结构的各项内弹道性能均满足指标，且数据重复性好。但由于挂药引起的燃烧后期的碎药损失和挂药段装药后期的低压燃烧，使挂药式结构的比冲效率较低。     

一种新型的固体火箭发动机体外点火器

为了提高固体发动机工作可靠性，增加装药质量，同时实现二级点火和级间分离，应用体外点火器是一种成功的方法。本文给出了此种点火器的设计方法，其设计特点为：点火器装于喷喉之后，喷焰长度由经验公式预估，装药设计和内弹道计算一并完成，实践证明本文提供的方法能满足工程设计需要。     

固体火箭发动机的CAD和CAM设想

提出固体火箭发动机领域计算机辅助设计和计算辅助制造的流程图，并认为结构装药设计的性能预示和热防护计算是发动机理论和结构设计的中心内容，计算机制图是设计思想的最终表达。性能预示的核心是考虑燃烧和流动相互作用的工作过程的数值模拟，热防护设计的核心是烧蚀，传热和强度计算。ＣＡＤ和ＣＡＭ系统应当随时吸收新的研究成果，高水平的核心研究成果，对固体火箭发动机性能预示的准确度和理论设计水平的提高具有重要作用。     

补燃循环液体火箭发动机系统的响应特性研究

以某大型泵压式补燃循环液体火箭发动机的输送系统为研究对象,构造了该系统的物理数学模型,并对其进行了大范围参数扰动以及工况调整过程的非线性动态特性仿真,计算方法采用自适应变步长的四阶龙格—库塔法。结果表明,所建数学模型较精确合理,计算方法满足模拟要求;计算结果对类似发动机的研制与改进提供了一定的指导意义     

新型非壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究

建立了一种新型非壅塞燃气发生器固体火箭冲压发动机系统。一系列直连式实验证实,验证的镁铝中能贫氧推进剂在低压（≥０．５ＭＰａ）范围内可以稳定燃烧,燃气发生器的工作压强可以随冲压补燃室压强的改变而变化,因此贫氧推进剂燃速随之进行自适应调节,最终达到富燃烧气流量自主调节的目的。     

固体火箭发动机气体动力学发展的现状和方向

提纲式地阐述固体火箭发动机气体动力学,特别是二相流的发展和应用.认为气体动力学是固体火箭发动机理论设计、性能计算和专题研究的重要基础,流场计算已成为固体火箭发动机设计和研究中众所瞩目的中心问题.提出了固体火箭发动机流场计算一体化的观点.反应湍流边界层理论是固体火箭发动机气体力学的新领域.轴对称二相流的理论和实验研究已取得显著成果,但有必要继续进行和不断完善.工程应用迫切要求从速建立许多研究专题的二相模型.三维、二相、计算气体动力学是今后发展的方向;它与固体火箭发动机一体化工作过程的计算机图象显示相结合,将成为本世纪90年代及21世纪初的新水平.     

一种新型环形发动机装药设计

根据某反坦克导弹动力装置的要求，设计了一种新型环形发动机装药，称为异型管状药柱。这种装药具有短时间工作提供大推力的特点，介绍了该药形的设计方法。     

可燃药筒在某型号发动机点火器中的应用

介绍可燃药简在某型号固体火箭发动机点火器中的应用情况，列举了有关试验数据和结果，同时对应用其制成的新型轻质点火器的优点进行了总结。     

旋转对固体火箭发动机的影响

对旋转对固体火箭发动机的影响进行了初步探讨。给出了旋转对推进剂应力应变的影响、产生的热力学方面的影响及旋转引起的气体动力学的影响等的分析计算模型。并在内弹道计算的基础上,对上述影响引起的发动机性能的变化进行了分析比较,得出了有意义的结论。     

推进剂组元比调节器动态特性的理论分析与实验研究

对推进剂组元比调节器的动态特性进行了理论分析和实验研究。用传递函数法和状态空间法建立了该调节器的数学模型，进行了理论分析和数学仿真研究，并做了有关的实验。综合理论分析和实验研究结果，绘出了计算该调节器频带宽度和稳态误差的近似公式。