用于燃速测试的燃烧室制冷方法简述

为满足推进剂药条低温下燃速测试要求，建立了燃烧室的传热模型，通过对比燃烧室各种制冷方法及其特点，证明液态CO2压力调节制冷是最佳制冷方法。     

AP复合固体推进剂燃烧模型

本文提出了一个复合固体推进剂的综合燃烧模型和相应的数学处理方法。该模型对凝聚相反应作了更细微的分析,特别重视和强调了各种热量传递对燃烧所起的作用,并以推进剂中处于连续相的粘合剂线性分解速度表示推进剂的线性燃速。根据此模型编制程序并进行了大量计算。计算结果与实验符合得很好。对AP/HTPB多级配推进剂的计算结果中,相对误差小于10％的占80％,对Ae/AP/HTPB推进剂则占90％以上。     

超燃冲压发动机研究综述

超燃冲压发动机技术是一项新型的、具有广阔发展前景的推进技术。本文对国内外超燃冲压发动机最新研制情况进行了综述，重点论述了该类发动机关键技术研究情况，并对关键技术研究及思路提出了几点建议。     

采用斜坡凹槽稳焰器强化H2超燃的数值研究

用迎风TVD格式求解三维多组分体系的全N－S方程，化学反应源项采用点隐处理，H2和空气的超燃模型用11组分、23步基地反应模型描述，得到了凹槽燃烧室不同截面组元、当量比、压力、温度等值线和速度场的分.布计算结果表明：凹槽稳焰器的回流区可提供高温自由基，有助于超燃点火；火焰在凹槽内和凹槽后斜坡的尾迹中驻定。结果对定量认识凹槽H2超燃流场、设计高效率和优化结构的一体化凹槽有着重要意义。     

壁压法在非矩形风洞中的应用

 解决大攻角洞壁干扰修正的壁压法,是利用一定数量固定位置和形状的线源和线涡来模拟风洞内模型的堵塞效应和升力效应。矩形风洞实验段边界对绕模型流动的影响,可用两个方向有限层的镜像线源和线涡来代替,并利用在风洞上下壁和侧壁上测压点处测量所得     

凹槽火焰稳定器结构对煤油超声速燃烧的影响

采用混合分数平衡化学反应模型和离散液滴模型，研究了不同长深比和后缘倾角的凹槽在液体煤油双模态燃烧中的火焰稳定特性。结果表明，集燃料喷射、混合及火焰稳定为一体的凹槽，在所模拟的工作过程中增强了燃料与空气的混合和燃烧；并得到最优的凹槽结构；混合分数平衡化学反应模型和离散液滴模型能准确地预测煤油在双模态燃烧室内的喷雾燃烧。     

氢/空气超音速燃烧自燃规律的实验研究

对平行喷射氢／空气超音速燃烧自燃规律进行了实验研究。主流空气用氢和空气燃烧补氧的方式加热到温度1000～2100K，压力0．8～1．6MPa。发现滞止温度、滞止压力和燃烧室内部构型等都对自燃有影响，特别是滞止温度和内壁构型的影响非常大。研究了四种试验段构型的自燃规律，找到了它们的自燃极限条件。对于光滑内壁构型，当温度接近自燃极限时，发现了有兴趣的现象并作了讨论。     

在火箭发动机燃烧室中气相湍流流动的理论计算

本文用单流体湍流模型对液体火箭发动机突扩燃烧室中冷态气相流动的速度场和湍流强度分布进行了数值计算并与实验数据进行了对比和分析.     

低膨胀高温合金的发展及在航空航天业的应用

回顾了低膨胀高温合金的发展历史."因瓦效应"和"时效硬化"现象的发现奠定了低膨胀高温合金发展的基础.20世纪70年代航空航天事业的迅猛发展以及能源危机的爆发为低膨胀高温合金在航空航天业的实际应用提供了宝贵的契机, 最早的商用Fe-Ni-Co(IN9××)系列合金,经过用Nb、Ti强化,去Al,加Si等一系列成分上的变化,显著改善其应力加速晶界氧化脆性(SAGBO性能),从此低膨胀高温合金在航空航天领域得到大量应用.为改善此类合金的抗氧化和降低裂纹扩展速率等性能,又进行了新合金系的研究,即以Inconel 783合金为代表的Fe-Ni-Co-Al-Cr系合金和以Haynes 242合金为代表的Ni-Mo-Cr系合金的研究,这些合金在750℃仍能达到完全抗氧化,为新一代飞机发动机的发展提供了优质材料.     

燃烧条件下药柱脱粘扩展的设计

利用有限元方法分析了不同条件下药柱脱粘部位的应力状况,设计了复合固体推进剂燃烧条件下的脱粘扩展试件,通过X射线实时成像系统纪录了燃烧过程。结果表明:要形成脱粘扩展,脱粘部位装药要有大的拉伸变形;当药柱在点火冲击作用下,脱粘产生比较大的拉伸变形,且变形达到脱粘扩展的临界变形量时,就会出现脱粘扩展。