星孔药柱设计研究

推导了星孔药柱尾部装药和剩药燃面计算公式,提出了采用粗略内弹道计算优选药柱参数的设计方法,应用改进的一维准定常流动模型进行了精确内弹道计算,并与实验值进行了比较。计算结果和实验结果十分吻合,压强相对误差小于5％。本文提出的设计方法已成功应用于发动机设计中,大大减少了实验次数,节省了研制经费。本方法可适合于其它内孔燃烧发动机的装药设计。     

计算固体推进剂粘弹泊松比的一种新方法

以高聚物静态松弛模量E(t),静态体积模量K(t)和静态粘弹泊松比ν(t)之间的积分变换关系为基础,采用对其求拉氏逆变换和数值积分的方法,用计算机计算其粘弹泊松比,并选择了三种不同配方固体推进剂实测的E(t)和K(t)实验值做为实际算例。计算结果表明,由该方法计算的粘弹泊松比和实验得到的粘弹泊松比以及理论上推导的粘弹泊松比均一致,且该方法简单、实用、方便,精度高。     

碳/酚醛材料的粒子侵蚀

引用均质材料的冲蚀疲劳理论，研究了碳／酚醛材料应用在固体火箭发动机喉衬情况下的侵蚀特性；分别对无碳化层和有碳化层两种状态进行了分析和计算。综合热化学烧蚀计算与实验对比，得到粒子冲蚀的定性定量结果。     

复合推进剂贮存寿命及其可靠性研究

初步探讨了利用强度和延伸率两种老化数据预估推进剂贮存寿命的方法。在分析老化实验数据的基础上，建立了丁羟推进剂老化的动力学方程，以此为基础预估了推进剂的贮存寿命，分析了贮存寿命的可靠性。     

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。     

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。