固体火箭发动机试验模态分析技术研究

将固体火箭发动机划分为144个自由度，采用锤击法，单点激励多点响应（SIMO）对其在4种工况下进行了频率响应的测量，应用了多种方法进行模态参数识别和数据拟合，并对其结果进行比较，获得了发动机在各工况1kHz以内的各阶固有频率、振型和阻尼，并对试验模态分析技术在固体火箭发动机试验中的应用进行了研究。     

液体火箭发动机地面试验时基系统的设计

介绍一种运用数字电路设计时基系统的原理和方法.这种时基系统在液体火箭发动机地面试车中给模拟记录设备(光线示波器、磁记录器等)提供时间基准和历程信号。本文介绍的时基系统具有输出路数多、驱动能力强、时间精度及可靠性高、分析判读方便等优点。文中着重阐述设计原理和方法,对关键电路给出设计原理电路图。     

上面级飞行试验用H2O2/JP-8火箭发动机的催化剂床不稳定性

轨道科学公司和美国空军研究实验室所属的军用太空飞机技术规划办公室共同获得了NASA马歇尔空间飞行中心(MSFC)上面级飞行试验(USFE)项目合同.轨道公司正在设计研制一种廉价的新型液体火箭,火箭采用压力供应系统,推力为4,540N(10,000磅),推进剂为H2O2/JP-8.在NASA Stennis太空中心(SSC)进行的上面级飞行试验用燃烧室热试车时,当H2O2流量达到设计流量的1/3时,催化剂床发生了低频不稳定.本文介绍了上面级飞行试验催化剂床、燃烧室及其工作情况;讨论了催化剂床不稳定动力学;还介绍了用计算机动态模型模拟再现催化剂床的不稳定现象的情况.该计算模型建立在SSC试验数据的基础上,旨在探索解决催化剂床发生不稳定问题的可能方法.最后介绍了对催化剂床不稳定问题采取措施后,燃烧室的结构及其稳定工作情况.     

新一代航空制导武器技术

为满足空中力量在21世纪战场上的作战需求，与新一代战斗机、轰炸机、无人战斗机和专用作战飞机的发展相适应，基于从本世纪中后期所开发和下世纪初可能突破的各项先进的关键技术，进入新世纪的航空武器系统将得到迅速发展。传统的航空武器系统不断完善，新一代空空导弹继续向近距和超视距两极、发射后不管和多目标攻击方向发展，包括空地导弹和制导炸弹在内的防区外精确制导空地攻击武器继续向高效能、通用化、模式化、智能化方向发展。由于各项高新技术的广泛应用，航空制导武器在战术技术性能上将发生质的飞跃，作战效能将得到极大的提高…     

固体火箭发动机地面试验中测量误差分析

介绍了固体火箭发动机试验中测量误差分析的一般过程，讨论了标准量标准量传递和测试系统静态校准过程中的误差及其计算方法，以及直接测量参数和间接测量参数不确定度的计算方法。     

火药真空点火试验装置的研制

阐述了火药真空点火试验装置的构成及其各部件的作用,重点介绍了装置中的管道设计,最后简述了试验方法和步骤。     

衬层—推进剂界面脱粘的超声谐振检验技术综述

利用一维四分之一波长谐振原理改进的扫描频率超声探伤(SFUI)方法成功地对固体发动机衬层和推进剂之间界面脱粘进行了检验,并已用于对H—Ⅰ火箭上面级及对模拟的H—Ⅱ火箭助推级的生产过程和实验现场检验。     

平板缝隙溅击喷嘴冷流混合特性

作为变推力液体火箭发动机上环形缝隙式喷嘴基本特性研究的一部分,本文研究了溅板的加入,以及溅板几何尺寸的改变对喷雾场冷流混合特性的影响。结果表明,溅板的加入改善了流强与混合比分布。溅击角的增大和合成膜在溅板上撞击线的内移不同程度地提高了E_m值。合理的设计和准确控制喷注参数可以获得满意的流强与混合比分布。     

有限空间轴对称射流流场的数值模拟

本文在к－ε紊流模型下，采用罚有限元法对有限空间轴对称射流流场进行数值模拟。引用罚函数优化迎风格式和退化积分，建立有限元解法的数值矩阵，在不同截面上求得工，压力和紊流参数分布，计算结果与实验数据十分接近。本文研究结果可应用于火箭发动机的喷射设计和射流量论的研究。