加速度对固体火箭发动机内弹道性能的影响

用片型装药火箭发动机和含铝复合推进剂,研究了加速度对固体火箭发动机内弹道性能的影响。研究结果表明,在加速度７０ｇ的条件下,２０１０推进剂的平均效应燃速比ｒ＾－ａ／ｒ＾０高达１．５１５,固体火箭发动机的内弹道性能呈现明显的变化。该项研究对发动机设计有实际意义。     

微型固体脉冲推力器内弹道性能的实验研究

对高速动能导弹飞行姿态控制和弹道修正用的多管微型固体脉冲推力器的内弹道性能进行了试验研究。其中，以单管挂药式结构的试验为主，并以贴壁粘结式结构试验作为对比分析。试验结果表明，所设计的原理样机工作正常，可进行重复试验；单管挂药式结构的各项内弹道性能均满足指标，且数据重复性好。但由于挂药引起的燃烧后期的碎药损失和挂药段装药后期的低压燃烧，使挂药式结构的比冲效率较低。     

固体火箭发动机有约束流场推力特性计算

为计算带约束流场的固体火箭发动机推力特性，建立了一维准定常变截面的内弹道计算和约束流场流动的数学模型。计算结果表明，约束流场使推力增加14%，冲波进入喷管扩张段。与试验结果很接近，表明计算模型正确，可用于其它型号带约束流场的推力特性计算。     

固液火箭发动机试验瞬时燃速分析方法

介绍了一种用于固液火箭发动机试验的瞬时燃速分析方法,运用该方法对H2O2/HTPB固液火箭发动机单室双推力长时间热试车试验进行燃速分析,拟合得到该工况下的燃速公式为r=1.847×10-2G0o.7304。根据燃速公式等计算结果对一次发动机试验进行了预估,计算得到的预估内弹道性能曲线与试验结果吻合较好,验证了该瞬时燃速分析方法的可行性,为发动机工作时间较长、氧化剂流率变化较大时的燃速分析提供了一种途径。     

几种导弹弹射动力系统内弹道性能比较

介绍并比较了几种导弹弹射动力系统的特点,在一定假设的基础上对几种弹射动力系统进行了内弹道模型的设计、编制程序并针对某型导弹及内弹道指标进行计算,计算结果显示了在不同弹射动力下,发射筒内工质气体状态参数随时间变化的规律和导弹在发射筒内运动加速度、速度、位移随时间变化的规律.通过比较分析所得的内弹道性能曲线,得出燃气-蒸汽式弹射动力系统所需工质流量小,结构简单,压力及加速度变化平稳,温度适中,导弹速度及位移增加快,发射时间短,内弹道参数较理想,具有很大的优势和发展前景.为导弹弹射动力系统的设计和方案选择提供参考依据.     

子母弹内弹道理论计算模型

基于一种子母弹燃气抛放子弹装置，根据流体动力学和火药理论，尤其是借鉴了流体动力学的喷管理论，从实际情况出发，考虑了燃烧室内压强和推动子弹运动的压强之间的区别，提出了一种新的计算子母弹道的方法，建立了具体的理论计算模型，并根据算例，与火炮内弹道学理论模型进行比较，说明了该模型的特点和长处。     

固体发动机内弹道计算分析中的几个问题

对固体发动机内弹道进行了分析，获得了喷喉面积和燃速的变化规律及燃面到肉厚的关系，同时阐述了内弹道性能计算分析了中有关问题。     

旋转发动机内弹道计算初探

提出了一种旋转固体火箭发动机的内弹道计算方法。在推导出旋转条件下的燃面变化规律的基础上,采用龙格库塔法求解了内弹道计算基本方程,并编制了计算程序。旋转和不旋转情况下的计算结果对比表明,旋转使发动机内压强增高,工作时间缩短,拖尾段加长。最后还就实验研究方法和实验结果处理进行了探讨。     

固体火箭发动机性能分析及预示

根据固体火箭发动机地面及高空模拟试验,提出了内弹道性能分析及预示方法,并编制了程序.通过算例给出了某发动机内弹道性能P-t、F-t、q_m-t、I_s-t、m_p-t曲线及试验修正系数k_1、ξ_(C_*)和ξ_(CF).计算表明,理论预示推力与测试推力基本一致,平均推力偏差不大于0.4%,平均比冲偏差不大于0.35%.由该程序计算的内弹道性能可提供导弹总体设计使用.     

固体燃气发生器动力模拟水下发射试验研究

通过模拟水下试验,对导弹发射管充水工况下的固体燃气发生器动力发射技术进行了研究。结果表明,在发射管充水工况下燃气动力发射方式可行。与干式发射相比,该发射动力装置需要的装药量大,但发射管内的温度较低,热防护问题容易解决。在此基础上总结出发射深度、弹后空间、挡流板和装药量对发射内弹道的影响规律。试验表明,弹后空间越小,导弹出管速度越大;加装挡流板,可使导弹出管速度明显提高。通过试验对发射方案进行了优选。