固体火箭发动机试车后燃烧产物

本文论及了固体火箭发动机试车中喷管排出的燃气在空气中后燃烧过程的产物,温度和放热,对大气污染及防治的研究有意义.     

推力室参数对喷管化学动力学性能的影响

针对某液体发动机进行化学动力学计算，研究了各种推力室参数，如燃烧室压强、混合比、边区冷却流量以及喷管的尺寸等对喷管性能的影响。由计算结果可以得到参数变化引起性能变化的定量的规律，分析推力室设计的优劣，提出改善发动机性能的具体措施。     

固体火箭发动机装药寿命预示方法试验研究

研究了固体火箭发动机装药硬度和ＨＴＰＢ推进剂方坯硬度、强度及延伸率在贮试期内的变化规律，建立了装药硬度－强度、延伸率－贮存期相关联的数学模型和回归方程组。用其预估固体发动机装药寿命。     

固体推进剂体积模量主曲线试验研究

采用非接触测量体积模量系统，测出复合固体推进剂在不同温度下的体积驰模量和体积里面变柔量，并依据时间－温度等效原理迭加拟合求得了体积模量主曲线和温度移动固子的数学表达式，其结果要吧动机药柱结构整性化分析提供依据。     

HEDM－CMDB推进剂燃烧性能的理论预测

利用建立不久的双基系平台推进燃烧模型，对几种ＨＥＤＭ加入平台推进剂后的燃烧性能进行了理论计算。结果表明：在所计算的几种ＨＥＤＭ中，ＨＮＨＡＡ最有利于提高燃速；ＣＬ－２０最有利于降低燃速压力指数；ＣＬ－２０作为平台推进剂的高能填料综合性能最好。     

三组元推进剂燃烧试验分析

三组元火箭发动机是近几年提出的新概念.本文介绍了三组元推进剂燃烧试验及其结果分析.试验用液氧/丙烷/氢做推进剂在9.78MPa燃烧室压力下完成.试验结果表明,三组元推进剂和三组元发动机概念可行.     

固体火箭发动机系统可靠性设计的故障树分析

以空－空导弹固体火箭发动机系统可靠性的故障树分析为例，建立了系统可靠性框图、故障树、结构函数、并进行了系统可靠度计算，结果表明：建立的计算模型是正确的，并可用于其它型号的系统可靠性故障分析。     

提高高燃速丁羟推进剂低温伸长率研究

运用单向拉伸、交联密度测试、动态力学分析(DMA)等实验手段，研究了IPDI丁羟高燃速推进剂低温伸长率偏低的问题。结果表明：由于固化剂IPDI的分子结构特点和低反应活性造成粘合剂体系固化反应速度上的差别，加上防老剂H的刚性和物理交联作用使该类推进剂低温抗拉强度过高，是造成该类推进剂低温伸长率偏低的主要原因。在此基础上，通过添加网络调节剂，改善了推进剂粘合剂相的网络结构，解决了该问题。     

二元稀土组合物对双基推进剂燃烧催化作用研究

研究了镧（铈）／铜盐、镧／铅盐、镧／铈组合物及镧／铈焙烧复合物对双基推进剂燃烧的催化作用，发现铜盐对稀土化合物的平台催化作用的改善有利，铅盐使稀土化合物的平台催化范围向高压区移动。镧／铈组（复）合物的燃烧催化作用与镧／铈比例密切相关，且使双基推进剂产生2个以上的平台燃烧区。稀土／铜盐对双基推进剂红外透过率的贡献高于其它二元稀土组合物。     

用RTR技术研究固体发动机燃烧室中粒子运动轨迹(Ⅱ)图象处理技术应用

针对采用RTR技术获取固体火箭发动机（SRM）燃烧室中凝相粒子运动图象的特点，应用了背景减影、图象增强、图象分割、噪声过滤、图象叠加等图象处理手段对其进行处理，获得了较清晰的粒子运动轨迹图象。结果表明图象处理技术是开展利用RTR技术进行SRM二相流研究的关键环节之一。