某推进剂非稳态导热及温度场特性

为适应研制火箭推进剂初始温度测量装置的需要，利用计算机数值模拟和实验方法，研究了某种火箭推进剂在第一类边界条件下的非稳态温度场，程序计算结果与实验测量值吻合较好，得出了该推进剂的非稳态温度场的变化规律及影响温度分布的主要热阻，研究子常用的推进剂最大肉厚1/2处温度与质量加权平衡温度的差别，给出了测量温度的最佳位置。     

利用神经网络诊断火箭发动机的故障

首先简要地介绍了人工神经网络(以下简称神经网络)的BP学习方法。然后将BP学习算法用于火箭发动机的故障诊断。仿真实验的结果表明,神经网络完全可以用于发动机的故障诊断。     

固体火箭发动机衬层技术进展

文中对固体火箭发动机衬层技术的研究现状和进展作了综述。指出提高粘接性能是衬层技术研究的重点,衬层的多功能化是今后的发展方向。     

毛细管流量系数实验研究

在文献[1]的基础上,进一步阐述了毛细管的长径比、进口条件、转弯角等对毛细管流量系数的影响及克服的方法。还讨论了单根毛细管组成的喷注器与多根毛细管组成的喷注器流量系数的差别及热试车对喷注器流量系数的影响。     

一种小型烧蚀实验器的研制

文章综述了固体火箭发动机喷管烧蚀实验研究的现状;提出一种小型矩形烧蚀实验器的研制方案,着重从实用性及经济性方面做了论证;并介绍了实验结果.     

空气辅助雾化对活塞式航空煤油发动机燃烧特性的影响研究

为了满足无人机燃料的安全性、单一化战略,并实现发动机高功重比指标,此文将航空煤油应用在点燃式活塞发动机上,使用自主开发的空气辅助喷雾系统,在节气门全开条件下进行了不同过量空气系数、喷气压力、喷气脉宽、喷射时刻对于活塞式航空煤油发动机燃烧特性的影响研究,并将空气辅助雾化系统和120MPa高压共轨系统进行对比试验。结果表明,0.95为活塞式航空煤油发动机的最佳过量空气系数;提高喷气压力和喷气脉宽均会提高发动机的动力性和经济性,提高燃烧稳定性,并且提高喷气压力可以明显缩短燃烧持续期;360 ?CA BTDC喷气时刻时航空煤油的雾化效果最好;喷射参数优化后的空气辅助雾化系统对于航空煤油的雾化效果接近高压共轨系统水平。     

火箭发动机热力气动计算软件研制

介绍一处适用于固体和液体火箭发动机热力动计算自动化软件的功能和技术细节，该软件通用性广，适用性强，使用方便，已在ＰＣ兼容机上开发成功并投入实际使用。     

带药柱缠绕复合材料工艺研究

叙述了带药柱缠绕复合材料新工艺。该工艺把药柱、发动机前封头、后封头、包覆层和绝热层组装成组合芯模，然后缠成固本燃烧燃气生器。产品质量可靠，气密性试验，抽样常温点火试验以及姿控系统单试验合格率均为１００％。     

溅板型层板喷注单元流量及雾化特性实验研究

为了对液体火箭发动机新型喷注器进行研究，设计了一种结构、多组不同设计尺寸的溅板型层板喷注单元，以水为介质，利用Malvern激光粒度分析仪对溅板型层板喷注单元雾化特性进行了实验研究。分析了该种结构的不同特征长度、特征角度对喷注单元流量系数及雾化特性的影响，为该型溅板型层板喷注单元结构设计提供依据。     

用模型喷管模拟研究发动机组外向辐射传热

根据热辐射理论，分析空间发动机外向辐射会传热的基本特点，得出在地面用模型喷管－电热喷管缩比件模拟这一传热现象的必要条件为两者几何相似，壁面热流密度q以及表面黑度ε相等。可行性分析为地面模拟试验提供了科学的依据，其结论可用来指导试验。