降低丁羟推进剂高压压强指数研究

研究了某些化合物对丁羟（ＨＴＰＢ）复合固体推进剂燃速压强指数的影响。实验发现，ＦＧ是一种降低ＨＴＰＢ推进剂压强指数的高效添加剂。当ＦＧ与亚铬酸铜组合使用时，可在提高推进剂燃速的同时大幅度地降低燃速压强指数。文中对ＦＧ的作用机理作了初步探讨。     

固体火箭喷管中的烧蚀控制机制

对碳基材料,以热化学烧蚀三方程模型为基础,在考虑粒子侵蚀,烧蚀与传热耦合的情况下,进行了全喷管烧蚀控制机制的研究,喷管中的烧蚀控制机制有化学动力学控制,扩散控制和双控制三种机制。通过研究,得到如下结论:1)对于由扩散控制和化学动力学控制确定的烧蚀率相差约20倍以上时,可以简化为按烧蚀率低的一种控制机制来计算;否则,应当按既考虑扩散控制,又考虑化学动力学控制的双控制机制来计算。2)在固体火箭喷管中,大体上喉部和扩张段的烧蚀是化学动力学控制的,而收敛段的烧蚀是由扩散控制的。3)由于在收敛段由两种机制控制的烧蚀率相差较小,因此,在收敛段的烧蚀率应当按双控制机制来计算。喉部和扩张段的烧蚀可简化为动力学控制机制。     

应用反推神经网络检测液体火箭发动机多维故障

基于可测参数所构成的参数模式对应着一定的发动机故障模式, 应用反推神经网络检测发动机多维故障, 方法的有效性由只有泵效率下降和喷注器阻塞同时发生的数值仿真得到验证      

三维燃面计算方法的比较与实体造型方法的特点

对已有的几种三维药柱燃面推移模型进行了分析比较，提出了一种新方法－三维实体造型法，并进行了翼柱形装药的工作过程仿真计算，证明该方法具有通用性强，使用方便，输出信息完备，计算精度高等特点，适合在工程设计中推广应用。     

固体火箭发动机推力大小调节技术的发展

对固体火箭发动机推力大小调节技术研究的必要性，发展的现状以及在型号上应用的情况作了综述与分析。指出了发展的趋势与方向。     

液体火箭发动机热试车数据微机自动采集系统

介绍了一种采用ＰＣ／ＡＴ总线微机的液体火箭发动机热试车数据自动采集系统，该系统能同时完成模拟和冲两类信号的自动采集，采集软件由汇编语言编写，定时采集由计算机内部时钟中断实现，软件设计考虑了不同信号对采样时间的特殊要求。     

固体火箭发动机内弹道平衡段的计算机随机模拟

介绍计算机随机模拟固体火箭发动机内弹道平衡段压力的方法。文中视各个性能参数为随机变量，使用ＥＤＦ检验等方法，确定了它们的统计分布。根据这些性能的参数的统计分布，通过随机抽样，得到了它们的模拟样本值，进而计算出压力值。     

翼柱型药柱内三维湍流流动仿真

应用Ｓｉｍｐｌｅ方法进行了固体火箭发动机燃烧室中的三维流动仿真。所考虑的物理因素如下：翼柱型药柱，三维加质不可压湍流，移动的燃面边界，燃气的热辐射等。方程为：三维连续、动量和能量方程，ｋ－ε湍流模型，三维热辐射通量方程等。为了处理燃面移动边界，提出了标记网格示踪技术。计算结果获得了固体火箭发动机燃烧室翼柱型药柱中三维流动的参数分布。同时，揭示了某些新现象和新规律：翼和柱通道间的几何匹配及其中的加质强度对流动参数有强烈的影响，甚至可能发生反向流动和旋涡；在一定条件下，翼通道下游附近可能产生明显的周向旋涡。     

液氧－煤油火箭发动机的燃烧不稳定性问题

介绍了美国Ｆ－１发动机和俄国ＲＤ－０１１０发动机的燃烧不稳定现象和解决办法，它们基本上概括了液氧－煤油火箭发动机研制中遇到的燃烧不稳定性问题。     

氢氧喷注器面板温度场的三维模型及计算分析

本文推导了热传导的三维不等距网格差分公式,对氢氧发动机喷注器面板进行了通用的传热数值分析,得出了现行结构结冰是不可避免的.并且预测了一种新结构面板的温度场,它可以避免结冰.这种分析不仅对燃气发生器,而且对燃烧室同样适用,为今后喷注器设计提供了一种有效的传热分析手段.