进气道位置对含硼推进剂固体火箭冲压发动机性能的影响

为了提高含硼推进剂固体火箭冲压发动机内硼颗粒的燃烧效率,采用颗粒轨道模型进行了补燃室两相流的数值模拟,其中硼颗粒的点火和燃烧模型采用的是King模型,建立了发动机补然室内简单反应流模型,并在该模型下研究了进气道的位置对非壅塞固体火箭冲压发动机燃烧效率的影响,在此基础上进行直连式试验研究。结果表明:随着前后进气道之间轴向距离增加,燃烧效率先增加后减小,并且试验重复性比较好;前进气道后置长度增加,燃烧效率减小。     

固体火箭发动机平衡压力唯一性探讨

提出了催化燃烧双基推进剂在固体火箭发动机中可能出现几个平衡压力的看法。实验证了此观点的正确性，并讨论了产生非唯一平衡压力的内在条件及外在原因。     

步进电机控制接口实例

文章以脉冲分配器集成电路TD2803P为主，用压控振荡器74LS624进行频率控制，采用直流固态继电器作为驱动器，步进电机采用低压双路供电，改善起动性能。该电路比以硬件为主的传统电路简单，又比以软件实现的环行分配电路节小计算机内部资源和占用I／O接口少，又很容易实现正转，反转，速度，模式，步进步数等控制，是未来步进电机控制接口技术发展的方向。     

水性聚氨酯乳液的制备及其包覆RDX的研究

为提高复合固体推进剂(NEPE)的性能，采用乳液聚合一破乳的方法，用水性聚氨酯(WPU)乳液对固体填料黑索今(RDX)进行包覆。FTIR，GPC表征了WPU的结构特征；正交实验确定了最佳包覆条件：1．00g的RDX，破乳剂用量占乳液用量的1／4，反应时间为20min，反应温度40℃。通过SEM，XPS和包覆层质量百分数对包覆后的RDX进行表征。结果表明：WPU包覆后的RDX表面有清晰包覆层，包覆度R为65．15％；WPU包覆层的质量百分数为1．48％。撞击感度实验表明包覆后RDX的特性落高h50为45．3cm，比包覆前提高了19cm。实验证明：水性聚氨酯乳液聚合一破乳方法包覆RDX，能够显著提高RDX的钝感性能。     

纳米结构铜铬氧化物的制备及在推进剂中的催化作用

为探索纳米催化剂的分散技术，设计并制备了由惰性组分和纳米颗粒铜铬氧化物（CC）组成的一种纳米结构催化剂（ns-CC）。研究了铜铬氧化物前驱体铬酸铜铵（CAC）的热解条件对纳米结构催化剂中CC晶粒尺寸的影响。XRD分析结合TEM观察表明升温速率增大，粒径变小，但保温时间在一定范围内对晶粒的影响不明显。ns-CC对AP催化热分解结果显示加入少量的ns—CC使AP的高温分解峰温提前95℃，且大幅增加AP的表观放热量。在RDX／AP／Al／HTPB推进剂中，添加0．5％的ns—CC和普通CC时，6MPa下燃速由基础配方的6．31mm/s分别提高到8．82和8．69mm／s，4～10MPa范围内压力指数由基础配方的0．35分别升高到0．38和0．49。初步研究表明，ns-CC是一种具有较大潜力的值得深入研究的推进剂燃烧催化剂。     

STW试验通讯卫星远地点发动机真空总冲测试技术

本文介绍了影响STW试验通讯卫星固体推进剂远地点发动机真空冲测量的各种因素及其所造成的不确定度大小,着重介绍了推力、燃烧室压强、负压等参数的误差源.总结了该发动机高空模拟试车的经验,同时叙述了降低真空总冲测量不确定度的设想与实现途径.     

星孔装药燃面退移图形显示研究

应用计算机图形学在ＩＢＭ－ＰＣ机上开发了星孔装药燃面退移仿真的图形显示系统。该系统的功能包括：参数曲线的图形显示，装药横截面的二维及装药燃面的三维静态显示，模拟燃面退移的二维动态显示。详细讨论了用直线和圆弧构成装药横截面的二维图形的显示方法及相应的参数和控制点的计算，燃面上三维型值点的计算及图形显示方法，利用三次均匀Ｂ样条和双三次均匀Ｂ样条构造曲线和曲面的方法。     

柔性隔热材料在装药包覆套中的应用

丁腈橡胶－石棉软片是一种树耐烧蚀隔热材料，通常用作固体火箭发动机燃烧室壳的隔热层。     

固体火箭发动机结构可靠性计算方法分析

依据结构强度-工作应力理论模型，应用数理统计方法和对某固体发动机大量试验数据的实例计算，证明了总体变异系数法和样本变异系数法在结构可靠性计算中的一致性。在置信度为0.90时，其结构可靠度大于0.9954。同时表明总体变异系数法是较佳方法，影响结构可靠在的主要因素是样本标准差。     

斜喷管收敛段壳体三维应力场的有限元法计算

对固体火箭发动机斜喷管收敛段壳体应力场采用有限元法进行了分析和计算。提出了该方法的力学模型，基本公式，基本方法和算例。具有理论意义和工程应用价值。