复合固体推进剂的降解历程和使用寿命预测

复合固体推进剂在貯存过程中,性能降解影响使用寿命,这是研制和使用固体推进剂时无法回避的问题。为此,国内外学者对固体推进剂老化历程和降解趋势进行了试验研究,并在这一基础上利用理论分析和过载试验,提出不同使用寿命预测方法。     

固体火箭发动机绝热层缺陷对药柱燃面影响的数值模拟

发动机绝热层人工脱粘层局部产生缺陷时,经柱燃面曲线偏离设计曲线,导致发动机２内弹道性能也偏离设计为了模拟这种缺陷对药柱燃面的影响,扩展了原通用坐标程序地计算范围,并又新增加了一些基本图形的算法。改进后的算法可适用于绝热层有或没有缺陷的药柱燃面计算。针对绝热层缺陷建立了三种燃烧模型,计算分析了缺陷类型、结构与位置尺寸对药柱燃面的影响,为分析绝热层有缺陷的发动机性能的基础。     

长期贮存的固体火箭发动机药柱的温度应力分析

分析了固体火箭发动机药柱在长期贮存过程中，由于温度载荷谱的变化所引起的力学响应，基于粘弹性积分蠕变型本构关系，推导出了能分析粘弹结构热载荷的有限元模型，并用它分析了梁、厚壁圆筒与真实固体火箭发动机的热应力问题。     

轴向过载下固体推进剂药柱变形研究

采用Φ315试验发动机,对某新型推进剂翼槽型药柱进行了10g,20g,30g和35g的轴向过载离心实验,测量了药柱前端面靠近内孔处测点的位移;并运用三维线性粘弹性有限元模型,对离心实验过程进行了数值模拟,以确定固体推进剂药柱在轴向过载作用下的变形问题。结果表明,计算值与实验结果符合较好,证实了粘弹性有限元模型适用于过载条件下药柱变形的研究。     

固体火箭发动机药柱三维温度场应力场有限元分析

采用有限元法计算固体火箭发动机药柱在固化冷却时的三维瞬态温度场。基于粘弹性积分型本构关系，计算热应力场。计算程序可用于工程实际。     

固体药柱的大变形分析

采用物质描述法，选择初始构形作为参考构形，导出以Ｋｉｒｃｈｈｏｆｆ应力和Ｇｒｅｅｎ应变表示的粘弹性大变形本构关系和有限元方程，利用ＴｏｔａｌＬａｇｒａｎｇｉａｎ增量法进行求解，取得了满意的结果。     

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。     

固体火箭发动机燃烧室的概率设计

本文从概率出发,概括了概率工程设计方法。分别确定了燃烧室壳体,绝热层,药柱的失效模型与传递函数。利用计量型的基本方法计算出均值与方差,进行了可靠性设计。文中还讨论了可靠性优化问题。     

某药柱内型面缺陷及基改进

推进剂质量受多种因素影响，而环境因素往往易被忽视。本文采用因果法对某型发动机药柱内型面皱褶缺陷进行了分析，最后推知药柱内型面缺陷的成因，由于芯模温度低，挥发性组份在芯模上凝聚，溶胀膜剂，形成薄弱点，真空条件下，脱模剂鼓泡，破裂并形成皱褶，这是药柱内燃面缺陷的主要原因。为避免类似现象的重视，制订了相应的措施，它启示我们，环境因素是装药质量控制不可忽视的一个环节。同时说明，因果法是进行质量控制的一个有     

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。