固体火箭发动机喷喉结构设计准则的研究

提出了固体火箭发动机喷管喉衬结构综合设计准则──间隙临界值δｋ的概念，详细介绍了该设计准则δｋ的计算公式推导过程及其应用。并通过某固体火箭发动机四种不同技术状态喷喉结构的地面试车得到试验验证。     

固体火箭发动机方案集成设计方法研究

讨论了用基于知识的设计系统实现固体火箭发动机方案集成设计，论述了基于知识的设计系统的特点、结构。结合固体火箭发动机的方案设计特点，提出面向对象的知识表达方法和知识表达语言及其基于知识的设计系统的推理机制。     

火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟试验系统的性能研究

通过对火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高模拟系统的理论分析和实验研究，提出了扩大ＧＳ－１高空模拟试车台试验能力的几项新方案。     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同，提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速，沿金属丝燃速，综合因子和喉径的变化规律，再确定喷管效率，最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

固体火箭燃烧室内微粒分布的实验研究

介绍一种实时脉冲取样器用于测定固体火箭燃烧室内凝相微粒尺寸分布技术，实验结果表明，含铝推进剂微粒呈二模态或三模分布，燃烧室内压力大，微粒趋大，燃烧室压力很小，微粒亦趋大，有一最小尺寸的压力值，残渣影响微粒尺寸测量，而推进剂燃烧特性将直接影响着微粒尺寸分布。     

固体发动机推力随机调节的涡流阀方案研究

介绍了一种固体发动机推力大小随机调节实现的方案－涡流阀方案，导出了涡流阀调节性能的相似准则方程；对涡流阀调节固体发动机静态特性和影响调节性能的各种主要因素进行了分析，指出了提出调节性能的途径，诸了模型发动机的推力调节。     

基于模型的液体推进系统故障诊断算法

给出串联双涡轮结构以泵作为供应系统的液体火箭发动机系统故障仿真的准动态数学方法和基于灰色关联度分析的实时诊断算法。该算法对于调整计算确定的具体系统和预先设定的典型故障模式进行仿真计算、事先形成该发动机系统的故障模式样本集。试车时, 利用诊断算法对采集的发动机性能参数进行实时分析, 从而给出发动机所处的健康状况, 以便及时采取措施, 提高发动机的安全性和可靠性。      

LRE模型燃烧室燃烧过程数值模拟

建立了任意斜交曲线坐标系下液体火箭发动机（ＬＲＥ）内部工作过程的气液两相湍流化学反应流模型。应用该模型对气氢液氧模型燃烧室内部燃烧过程进行了数值模拟，得到了全流场的速度分布图形、燃气组分等值线、流场等温线、流场等压线、流场等马赫数线、壁面温度与径向平均温度曲线和燃烧效率曲线。计算结果表明：用数值模拟方法分析ＬＲＥ内部工作过程是可行的。     

端羟基聚丁二烯(HTPB)的热分解研究

用TG-DTA考察了HTPB的热分解行为,表明HTPB热分解经历两个阶段.第一阶段主要产物为4-乙烯基-1-环己烯、丁二烯等,第二阶段主要产物为丁二烯、环戊烯、1,3环己二烯.说明HTPB在热分解初期主要是解聚反应并伴有环化、交联作用;第二阶段主要是环化、交联物的裂解.文中还对HTPB热分解的可能机制进行了讨论.     

轴对称突扩直管流场计算

本文是为喷管喉部沉积问题的研究而进行的喷管突扩流场研究工作的一部分,重点研究了产生突扩流效应的轴对称直管流场.在等粘度和k-ε紊流模型下,分别计算了三种速度分布下的流场,和国内外相关实验结果及Spalding,D.B.的计算结果进行比较,取得了满意的结果.同时考察了动边界下流场的变化,实现了突扩流效应的理论预测.本文考察了SIMPLE方法.在源项处理、方程的非线性、方程的解法等方面做了分析研究和计算工作,解决了一些具体应用问题.