固体火箭发动机内弹道性能工程预示方法

利用发动机地面试验结果，引入广义的压强系数和推力系数，计算了发动机的特征速度、喷管喉部面积等参数。在此基础上利用随机试件和标准发动机的相关参数预示了发动机的压强、推力、流量及其积分。通过算例可以看出。此发动机内弹道性能工程预示方法简单实用，预示精度满足要求。     

固体火箭发动机药柱裂纹灌浆修补技术研究

采用灌浆修补技术对固体火箭发动机药柱裂纹进行了修补,对修补区域药柱的力学性能、能量特性和燃烧性能进行了测试试验,并对发动机修补端面燃面推移规律和发动机内弹道进行了仿真,分析了发动机和修补区域的结构完整性。试验和计算结果表明,发动机装药裂纹灌浆修补法有效。     

高超声速跳跃-滑翔弹道方案设计及优化

针时常规弹道导弹突防能力差、成本高的缺点,提出了一种高超声速跣跃-滑翔弹道方案.以某弹道导弹为例,通过采用高升阻比外形和末级发动机多次点火技术,将其再入弹道设计成大气层边缘的跳跃-滑翔弹道,并以航程为目标对弹道进行了优化.结果表明,跳跃-滑翔弹道能大幅增加导弹航程,同时还具有较强的突防能力,而且当跳跃幅度较大时,还可减轻气动加热;优化后导弹的航程进一步增加,跳跃幅度减小,热流峰值减小,加热时间和总气动加热量增加.     

某装药用双基推进剂的配方选择及实验

为克服某起动器用复合推进剂装药存在燃气残渣多的缺陷，通过物性数据比较及内弹道性能计算，从三个备选双基配方中选出一个与该复合装药性能相近的配方来替代它。对选出的双基配方进行了验证，同时研究了辅助催化剂、辅助增塑剂、燃烧稳定剂对双基推进剂燃烧性能的影响。实验表明：所选的双基推进剂能满足该起动器对装药的要求。     

串装双燃速药柱发动机的内流场计算

对一维的加质燃烧室流场、轴对称的二维喷管内流场和高燃速药柱燃烧完成后的燃烧室二维内流场以及三维药柱几何做了一体化计算。应用轴对称的N－S方程、TVD有限体积法的显式MacCormack格式，对燃烧室后段和长尾喷管跨声速流场进行求解，得到了双燃速内弹道性能和轴对称二维流场中燃气参数的分布。结果具有较高的精度，并为进一步的燃烧室和喷管热结构分析提供数值依据。     

反舰导弹末端突防对策与仿真

以反舰导弹为背景，设计了一种末端控制方案，给出了反舰导弹，舰艇和拦截器的简化模型，建立了导弹，舰艇和拦截器的快速仿真算法，开发了一套基于网络的导弹-舰艇-拦截器以及突防效果分析的仿真演示系统。     

"M"型轨迹的新概念飞航导弹

基于各种新概念飞行器及弹道轨迹的特点,提出了一种"M"弹道轨迹的新概念导弹,并针对某型导弹设计了俯仰姿态控制系统,对该轨迹进行了纵向运动的全弹道仿真.仿真结果表明"M"型弹道轨迹完全可行,并且能大大节省能量.     

双层陶瓷复合靶板抗弹性的研究

 基于小型穿甲弹垂直侵彻陶瓷 /铝合金薄板动力响应理论模型,分两种情况对靶板的优化配置进行了讨论。一种情况是在给定靶板面密度条件下,模拟了弹道极限速度随优化系数的变化曲线;另一种情况是在给定弹道极限速度条件下,模拟了面密度随优化系数的变化曲线,给出了不同靶板的最适优化系数,并通过试验加以验证,计算结果与试验结果的一致性较好。     

大气层外拦截弹中段制导方法研究

针对大气层外拦截弹飞行中段采用固体燃料发动机，且关机后需要经过较长的无控滑行段才能进入末制导段的情况，提出一种基于拦截弹修正能力，且考虑无控滑行段拦截弹与目标引力差影响的中制导律。仿真表明，采用该制导律的拦截弹在发动机工作期间推力方向变化平稳，且可获得较高的制导精度。     

超声速气流中的煤油喷雾研究

为了强化液体燃料超声速燃烧 ,注入的液体燃料以喷雾 (SprayAtomization)的方式 ,以便加速蒸发和混合。油雾直观图像对研究喷雾燃烧的内部复杂现象有很大帮助。由于实验上的困难 ,超声速气流中的喷雾图像较为罕见。笔者给出超声速气流中显示煤油喷雾的一种简单、实用方法。实验在一直联式超声速燃烧实验装置上进行 ,实验结果表明 ,煤油射流垂直注入超声速气流产生的油雾发展过程与气体射流基本相似 ,喷雾穿透深度与扩张随压力雾化喷嘴的压力增加而增加