固体火箭发动机用新型涂料热防护设计和试验研究

介绍了某联合动力装置中的共底和环形点火器首次采用新研制的３５００Ｋ高温涂料进行热防护的配方设计、受热计算、涂层制备和试验考核。由环氧改性有机硅树脂基料、专用树脂固体体系和多种形状的硅酸盐填料制成的涂层具有优异的耐高温、隔热和抗烧蚀性能，还能常温固化成形，成功地解决了中型固体火箭发动机中大尺寸、薄壁、复杂型面零件的热防护和过烧蚀难题，有效地提高了发动机的工作可靠性。     

固体火箭发动机熄火方案可行性研究

从理论、实验两个方法，对固体火箭发动机快速降压、液体喷射及二者联合等三种熄火方案进行了分析和探讨；通过比较认为到：快速降压与液体喷射联合熄火对于解决高能、高含铝量的复合推进剂熄火问题具有独到的优点；结合某预研型号发动机对联合熄火方案进行了实际应用的可行生分析，结果可行。     

固体发动机点火器设计软件包SRMICAD的设计与实现

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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。     

液体火箭发动机气液同轴式喷嘴声学特性的实验研究

对液体火箭发动机气液同轴式喷嘴声学特性进行了深入的实验研究，确定了不同缩进比的气液同轴式喷嘴工作时发生啸叫的参数范围、啸叫的频率和声压级分布，并考察了啸叫对喷嘴雾化特性的影响。结果表明；气液同轴式喷嘴的啸叫区间与喷嘴的结构尺寸有密切的关系．较大的喷嘴缩进比对啸叫有明显的抑制作用，啸叫的主要成分是高频噪声，这种喷嘴啸叫可能成为诱发发动机高频不稳定燃烧的重要因素。另外，实验还发现，在较低的气体喷注压降下，啸叫对喷嘴雾化有一定的强化作用。     

无铝CTPB＋PB固体推进剂旋转燃烧的试验研究

启动鱼雷动力系统的固体推进剂药柱系低燃温、无铝复合推进剂，处于旋转状态下燃烧。本项研究利用旋转燃烧试验台进行了药柱的燃烧试验，显示了加速度对无铝推进剂燃烧的影响。结果表明：在试验条件范围内，推进剂药柱随着加速度增大，燃烧室压强增大、燃烧时间缩短。根据实验数据整理出旋转燃烧条件下燃速公式。     

整体级发动机用含硼BAMO／THF推进剂的探索研究

采用最小自由能法（ｗｈｉｔｅ法），计算研究了增塑剂与粘合剂质量比（Ｐ１、Ｐ０）、固体含量、硼含量、ＨＭＸ含量对用于整体级发动机的含硼ＢＡＭＯ／ＴＨＦ（１：１）推进剂能量的影响。实验研究制得的６５％固体含量的ＢＡＭＯ／ＴＨＦ（１：１）含硼固体推进剂的基础燃速、压强指数较低；φ６５ｍｍ发动机的试车结果表明：实验制得的６５％固体含量的含硼ＢＡＭＯ／ＴＨＦ（１：１）推进剂的比冲效率为８４．４５％。     

星孔药柱设计研究

推导了星孔药柱尾部装药和剩药燃面计算公式,提出了采用粗略内弹道计算优选药柱参数的设计方法,应用改进的一维准定常流动模型进行了精确内弹道计算,并与实验值进行了比较。计算结果和实验结果十分吻合,压强相对误差小于5％。本文提出的设计方法已成功应用于发动机设计中,大大减少了实验次数,节省了研制经费。本方法可适合于其它内孔燃烧发动机的装药设计。     

计算固体推进剂粘弹泊松比的一种新方法

以高聚物静态松弛模量E(t),静态体积模量K(t)和静态粘弹泊松比ν(t)之间的积分变换关系为基础,采用对其求拉氏逆变换和数值积分的方法,用计算机计算其粘弹泊松比,并选择了三种不同配方固体推进剂实测的E(t)和K(t)实验值做为实际算例。计算结果表明,由该方法计算的粘弹泊松比和实验得到的粘弹泊松比以及理论上推导的粘弹泊松比均一致,且该方法简单、实用、方便,精度高。     

碳/酚醛材料的粒子侵蚀

引用均质材料的冲蚀疲劳理论，研究了碳／酚醛材料应用在固体火箭发动机喉衬情况下的侵蚀特性；分别对无碳化层和有碳化层两种状态进行了分析和计算。综合热化学烧蚀计算与实验对比，得到粒子冲蚀的定性定量结果。