高浓度颗粒冲刷条件下高硅氧酚醛烧蚀实验

利用高过载模拟烧蚀实验发动机，开展了高浓度颗粒流冲刷条件下高硅氧酚醛材料烧蚀机理的实验研究。研究表明：高浓度颗粒流冲刷条件下高硅氧酚醛材料的烧蚀比常规条件下要严重的多，其机理主要是高浓度颗粒流冲刷对炭化层具有强烈的剥蚀效应；相同条件下高硅氧酚醛材料抗颗粒流冲刷的性能明显比石棉酚醛模压材料差；增强绝热材料炭化层的致密性和韧性是提高绝热材料抗颗粒冲刷能力的有效途径。提出了建立高浓度颗粒冲刷条件下绝热层烧蚀建模的思路，为高过载条件下热防护研究提供了理论基础。     

固体发动机喷管喉衬温度场测量与分析

为了剥离热化学烧蚀吸热的影响并获取固体火箭发动机喷管结构内部的温度场分布,以锻压钨为材料设计喷管,在喷管喉衬径向的一定位置埋置热电偶来测量喷管结构温度.实验结果表明:采用锻压钨制作喷管,该本实验条件下可以忽略热化学烧蚀对锻压钨喷管喉部换热的影响;实验测量结果符合传热规律,与导热计算结果基本吻合.实验结果真实可信,为喷管喉部对流换热模型的建立、完善提供数据支持和实验验证.     

双基推进剂为助燃剂的硼粉燃烧热测试研究

采用新的混合方式将作为助燃剂的双基推进剂与纯度为95%的国产无定形硼进行分子间混合,经过一定的工艺处理制得试样,并使用改进式的氧弹式量热仪对制得的各试样进行燃烧热测试,由各试样及不同硼粉的DSC曲线对国产无定形硼与双基推进剂的相容性进行了相关分析。实验结果表明,与以往的硼粉燃烧热测试方法相比,此方法具有较高准确性和可靠性;国产无定形硼与推进剂存在贮存相容性差的问题,对于制备成的试样应立即进行燃烧热测试实验;国产无定形硼在常温下仍具有一定的反应活性,在选择助燃剂时要注意硼粉与助燃剂的相容性问题。     

RBCC-RKT两级入轨飞行器飞行轨迹优化方法

针对火箭基组合循环（RBCC）发动机比冲和推进剂质量流量随飞行条件改变而不断变化的特点,提出了通过增广拉格朗日遗传算法优化飞行器飞行轨迹的方法,在飞行器气动参数和发动机比冲已知、最大飞行动压给定等条件下,进行了火箭基组合循环发动机-液体火箭（RKT）发动机推进的水平起飞两级入轨（TSTO）飞行器飞行轨迹优化计算。研究结果表明：在飞行俯仰角和发动机推进剂质量流量变化范围已知的情况下,利用该方法能够在较好满足给定约束条件的情况下,优化得到飞行俯仰角和发动机流量随时间的变化关系,为飞行轨迹初步设计提供参考。     

Mg粉/CO_2粉末火箭发动机性能分析

从粉末火箭发动机工作性能、影响因素等方面出发,对其性能进行了理论计算。通过分析发现,粉末发动机较传统推进系统的有效比冲高;通过对Mg粉和CO2燃烧性能的计算研究,得到了其受压强、初温、氧燃比等参数的影响规律,为进一步研究奠定了基础。     

火箭引射模态下一次火箭流量优化方法研究

对火箭基组合循环(RBCC)发动机火箭引射模态下一次火箭流量优化方法开展了研究,并对飞行条件下一次火箭流量的变化规律进行了分析。提出了采用有效比冲作为优化目标的一次火箭流量单目标优化模型;建立了求解与一次火箭流量相匹配的二次燃料流量的比例控制方法;在考虑发动机性能优化与弹道分析耦合作用的基础上,采用试验设计和遗传算法,建立了火箭引射模态下一次火箭流量优化方法。针对空中载机发射的RBCC发动机,开展了火箭引射模态下一次火箭流量优化,并根据弹道分析结果,给出了飞行条件下一次火箭流量变化规律。结果表明,为了克服飞行过程中声障阻力,一次火箭流量在Ma=1.0附近达到最大,此时对发动机提出较高的推力设计要求;在Ma=1.5附近,来流空气的冲压作用占主导地位,一次火箭流量出现较大程度的节流,此时对发动机提出较高的比冲设计要求;超过Ma=1.5后,一次火箭以较小的流量状态维持稳定工作;火箭引射模态下一次火箭流量调节比达到了5.0。     

翼柱型药柱固体火箭发动机不稳定燃烧研究

列举了3种高装填、大长径比、翼柱型药柱、复合推进剂固体火箭发动机不稳定燃烧的现象,对其不稳定燃烧现象进行了频谱分析,将3种不稳定燃烧定位为中频、纵向声不稳定。分析认为,不稳定燃烧取决于发动机的设计固有频率及发动机燃烧室内部声能的各种增益和衰减之间的消长关系。抑制不稳定燃烧的有效途径是改变声腔的固有频率和减少声能增益、增大声能损耗。通过采取修改药柱结构以改变燃烧室声腔的固有频率和增大喷管阻尼的措施,使发生的不稳定现象得到了很好的抑制,可为同类发动机研制提供借鉴。     

控制流参数对涡流阀变推力固体发动机性能的影响

以涡流阀变推力发动机为研究对象,利用涡流阀变推力发动机实验系统以及三维数值模拟,研究了控制流压强、流量、速度以及温度对推力调节性能的影响。研究结果表明:在其他条件一样的情况下,提高控制流的温度能够提高发动机的推力调节比;提高控制流的流量会增加发动机的推力调节比;提高控制流的速度有利于提高发动机的推力调节比。     

几何高度对RBCC发动机超声速侧压式进气道起动性能的影响

对两类典型的侧压式进气道在来流Ma=1.5～5.0范围内的起动性能开展数值模拟研究,研究了几何高度对进气道性能的影响.研究发现:不同高度的进气道起动过程所表现出来的流场特征差别较大,对于合适的高度,进气道未起动时的性能大为改善,起动过程的性能变化趋于平缓,起动马赫数较小（存在最小值）,此时进气道具有较好的起动性能并能在来流马赫数小于自起动马赫数时较好工作.      

水烧蚀激光推进性能初步分析

利用所建流场信息与推力信号同步采集的实验系统,开展了水烧蚀激光推进性能实验研究。研究发现,实验中随机出现两种特征差别明显的现象,即水烧蚀和水诱导的空气击穿。对两种现象获得的气蚀空穴发展、推力特征、冲量耦合系数、比冲和能量利用率进行了分析。结果表明,与水诱导空气击穿相比,水烧蚀获得的气蚀空穴发展较快、推力幅值、冲量耦合系数和能量利用率都高约10倍,比冲比较接近。研究结果对于水烧蚀激光推进的发展有重要意义。