二维装药内弹道数值模拟改进方法

研究了长细比大的管形装药固体火箭发动机在燃烧过程中的侵蚀燃烧和滞点漂移现象，视燃烧产物为准定常流动，使用分段解析法，进行内流场的数据模拟，并对滞点漂移进行了计算。     

翼尖附近流场研究及帆片减阻机理

在１米低速风洞中，对半展长直机翼翼尖周围空间流场进行了详细地研究，并分析了翼尖帆片的增升减阻机理。根据理论计算并结合试验结果设计的翼尖帆片，经大低速风洞全机模型试验证明：翼尖装三个帆片可使全机诱导阻力因子减小２１．４９％。这可供帆片设计时参考。     

爆速仪技术及应用简介

爆速仪是一种主要用来测量火炸药爆炸速度以及燃烧速度的仪器 ,其功能的优越性和性能的稳定性直接影响测速结果 ,也影响火工产品的性能评定。现在在用的爆速仪有测速和测时两大类。本文将从技术的角度 ,对目前常用的几类爆速仪在功能和性能方面进行分析介绍。1　基本原理框图仪器的原理框图如图 1所示。从图 1可知 ,爆速仪总体由接口触发电路、晶振时标电路、计数控制电路、(微处理、预置、打印 )、显示、电源等几部分组成 ,通过接口采集启 -停信号 ,经过门控进行时标计数 ,然后处理、显示、打印出结果。图 12　原理分析2 .1　各类爆速仪的…     

棒状推进剂的侵蚀燃烧模型及其测定方法

大弹径的无缝单孔棒状推进剂的侵蚀燃烧效应,对其内弹道性能有显著的影响。为研究其侵蚀燃烧现象,提出了一种着重强调湍流与燃烧相互作用的易行模型。实验台上用的是一种设计成大肉厚的(约1.0cm)、中孔圆筒形药柱。药柱燃面的瞬时位置,用实时X射线照相术来测定。X射线照片表明,在强横向流作用下,实测的NOSOL—363棒状推进剂的瞬时燃速,明显地高于它的线燃速(4—32倍)。证明了这种测试方法的有效性。     

相似理论在核心机进口流场研究中的应用

本文将流体相似理论应用于某核心机的进口流场研究，取得明显的成效，对同类试验研究有参考价值。     

激光燃速仪用于推进剂非稳态燃速测量

简要介绍了无跟踪装置激光燃速仪的基本原理，它可以分辨燃面１０μｍ的变化，其最大相对误差小于±０．５％，采用这种仪器对于固体推进剂压强振荡过程的非稳态燃速进行了测量。     

液体火箭发动机燃烧室工作过程仿真软件──CAFILRE的设计与实现

描述了液体火箭发动机燃烧室内喷雾燃烧与流动过程仿真软件CAFILRE(Combus-tion and Flow in Liquid Rocket Engine）的结构和功能。CAFILRE程序是采用模块化方法编制和发展的二维通用软件，具有模拟发动机燃烧室内推进剂雾化过程、液雾蒸发过程、湍流混合与燃烧过程的能力。用此软件可以对发动机内部进行详细的性能分析和参数优化。     

冲压发动机扩压器流场对大振幅燃烧室压力振荡的响应

在整体式火箭-冲压发动机推进系统试验过程中,由于燃烧不稳定引起大振幅压力振荡.其振荡频率在100～500Hz范围内,相应的均方根压力的振幅高达燃烧室平均压力的20%.图1为典型冲压发动机在直连式试车台上的流程图.进气道与设备的空气路连接,来流为亚音速,燃油在进气扩压器下游喷入,空气与燃油混合后进入燃烧室并被点燃,燃烧室内的流场包括回流区、火焰面和涡流剪切层,紧接回流区之后是开始增长的湍流边界层.这种以化学和热力学反应为特征的复杂过程,会因各种不同的流动耦合引起不稳定.尽管完全数值模拟     

液氧/烃类推进剂的燃烧室传热特性

用4448.3N推力的水冷量热室对液氧/丙烷和液氧/乙醇推进剂进行了气流面传热速率特性试验.喷射器元件类型和燃料膜冷却效应是燃料混合比的函数.穿过谐振腔的喷射燃料对传热和燃烧壁积碳的相互作用是随燃烧时间、轴向距离、燃料冷却剂流率以及混合比而变化的.对乙醇的完全燃烧和丙烷燃烧后会积碳这两者的比较表明,这两种燃料有很大的差别.在喷管喉部区,乙醇燃料的热通量比预期的大得多.     

国外燃烧诊断技术的新进展

对近十几年来国外燃烧流场参数的非接触式激光光学诊断技术的进展作了简要回顾和评述。