燃烧室火焰筒头部性能对比试验

根据前期某型发动机燃烧室头部降低冒烟数性能试验结果,火焰筒头部结构存在高温烧蚀变形痕迹,为保证该结构工 作可靠性和使用寿命,将原型燃烧室火焰筒头部传统的孔板+挡溅板的冷却结构改进为带有一定角度的收敛双锥形冷却结构,并 在单管燃烧试验器、扇形燃烧室试验件上采用连续气源、模拟参数进行了性能对比试验,录取了改进前后2种头部的点熄火边界、 燃烧效率及头部壁温。结果表明：在同工况下,改进后的火焰筒头部着火余气系数更大,点火边界更宽;贫油熄火边界相当;燃烧 效率基本相当,均大于0.99,符合性能要求;改进后火焰筒头部壁温较原型的有较大降低,温度分布更均匀。     

膏体推进剂点火和燃烧特性的实验研究

膏体推进剂的点火和燃烧特性是发动机设计的重要参数。本实验研究给出的PEPA／AP膏体推进荆自燃温度约为150℃，容易点燃；在工作压强大于0．6MPa时的燃烧临界直径小于1mm。在发动机工作状态下的燃速与静态燃速一致。预计该推进剂适合于多次起动的发动机。     

催化剂在含PDADN推进剂中的作用探讨

通过多种实验测试手段，对催化的ＰＤＡＤＮ推进剂燃烧性能进行了研究，如燃烧特性、热分解、燃烧波温度分布、熄火样品表面的物化结构等。结果表明，催化剂可改善ＰＤＡＤＮ推进剂的燃烧性能。     

小推力推进系统起动过程的分析

本文对小推力推进系统各部件建立了数学模型，并对此系统进行了数值计算。计算结果表明，在燃烧时滞较大时，该系统响应较慢，发动机参数的超调量较大，达到稳态所需的时间较长；轨控发动机与姿控发动机共用同一个供应系统时，姿控发动机受燃烧时滞的影响更大。减小燃烧时滞有利于提高发动机在起动过程的响应能力和稳定性。在起动阶段，高室压推进系统比低室压推进系统响应快，高室压轨控发动机的参数能较快地稳定下来，但其超调量较大；高室压姿控发动机虽然响应快，但其超调量大，达到稳态所需的时间长于低室压姿控发动机。本文所得结论为提高小推力推进系统在起动过程的响应能力提供了参考。     

降低NEPE推进剂燃速压强指数研究

研究了两种新型含铅燃速催化剂（ｃｔ２０３－１，ｃｔ２０３－２）对ＮＥＰＥ推进剂燃速压强指数的影响，采用小配方实验和ＤＳＣ研究了两种催化剂与硝酸酯的相容性以及对推进剂固化反应的影响和对ＲＤＸ热分解的催化作用，并利用恒压静态燃速仪测量试了推进剂在４－１１ＭＰａ下的燃烧速度和燃速压强指数。结果表明峡谷种催化剂都表现出与硝酸酯良好的相容性，对推进剂的固化反应有明显的催化作用，对ＲＤＸ的热分解行为则基本没有     

不稳定燃烧抑制剂对RDX—CMDB浇注推进剂的影响

对五种物质组成的七种单一或复合不稳定燃烧抑制剂在ＲＤＸ－ＣＭＤＢ（黑索今－复合改性双基）浇注推进剂中应用了研究，发现其中白刚玉（Ａｌ２Ｏ３）和ＳｉＣ对不稳定燃烧的抑制效果较佳。其加入方式和加入量地共不稳定燃烧抑制作用有较大的影响。当白刚 粒度与推进剂中燃烧催化剂的粒度相当时，其粒度变化对剂燃烧性能的影响较明显。且与其在螺压、粒铸推进剂中规律相似，即粒度减小，推进剂燃速增大。     

碳单元的结构特征和双基型推进剂的燃速温度系数(物理模型Ⅱ)

分析了碳单元的结构特征,推论出双基和改性双基推进剂的分解温度、表面温度不随压力和初温而改变,以及碳单元顶端温度相对稳定.依此讨论了燃速温度系数及其规律.     

固体火箭冲压发动机性能调节研究

在对固体火箭冲压发动机的高度特性进行分析的基础上，分别研究了壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机性能调节特性及方案，并着重分析了非壅塞式固体火箭冲压发动机的燃气流量自适应调节原理与规律，分析计算表明，非壅塞式固体火箭冲压发动机不仅结构简单，且能明显提高发动机在非设计状态时的性能。     

双模态超音速燃烧室的实验研究

本文设计了由等截面段、扩张段和等截面段构成的超音速燃烧室，并进行了燃烧实验。用一维计算分析实验结果，表明由等截面段、扩张段和等截面段构成的超音速燃烧室，通过一定的喷油方式，能按飞行状态可分别实现超音速燃烧和亚音速燃烧，从而达到把超燃冲压发动机的工作范围下限扩大到飞行马赫数为３。     

高超声速流动转捩的数值研究

基于线性稳定性的结果，以类似于处理湍流脉动的方式来模化流场脉动，用以研究高超声速的流动转捩，包括转捩起始位置及转捩区长度．研究中采用Faver平均Navier—Stokes方程k-ε湍流模型，分别以Roe二阶流通昔差分分裂格式和Chakravarthy三阶迎风TVD格式进行离散，数值模拟了椭圆锥的高超声速绕流流场。分析比较了不同的湍流转捩机制，并研究了雷诺数的影响规律。结果表明：Bypass转捩机制是传统的高湍流度风洞中模型流动转捩的主控因素。