固体火箭发动机试验综合软件系统设计

介绍一种固体火箭发动机试验用综合软件系统。该软件系统除具有标定、数据采集、试验数据分析处理功能外,还具有固体火箭发动机性能预估、参数辨识,以及试验数据库管理功能。该系统能自动快捷地分析处理各类试验数据,有效提高了试验效率。      

振荡环境下推进剂液滴亚临界蒸发响应特性

针对推进剂液滴在惰性气体中的蒸发过程建立了非定常物理模型,并应用全隐差分格式离散模型方程进行数值求解。研究了液滴蒸发过程对环境气体压力振荡的响应特性,可为液体火箭发动机不稳定燃烧分析提供理论基础。      

外流对塞式喷管性能的影响

为了了解外流对塞式喷管性能的影响。本文从N-S方程出发，采用NND格式对塞式喷管有外流的流场进行了数值模拟，重点研究了外流马赫数和外流迎角对塞式喷管的影响，研究表明，在一定飞行高度下，外流会使塞式喷管的性能降低，并且外流为亚声速时对塞式喷管的影响较小，在跨声速和超声速时影响较大；当外流有迎角时，会改变塞式喷管推力矢量，正迎角会使塞式喷管性能得到补偿，负迎角则会降低塞式喷管的性能，随着背压减小，外流对塞式喷管的影响也会减小。     

固体火箭发动机参数调整的优化方法

分析了固体火箭发动机研制阶段地面试验性能与设计目标之间存在偏差的原因，提出了工程上参数调整的对象，并以性能和工程双重条件作为约束，建立了以燃烧室压强为目标函数的数学模型，在优化计算，分析的基础上，进行发动机设计参数的调整，经工程实际验证，取得了较好的效果。     

层板发汗冷却推力室板片流道的调节功能试验

为了在设计层板发汗冷却推力室时选择合适的一次调节通道，对不同曲率半径，不同几何尺寸的一次调节通道进行了流阻试验，得出了不同几何尺寸的一次调节通道的流动特性，试验结果与经典的层流理论计算结果之间存在较大的差异，试验表明，一次调节通道的临界雷诺数随曲率半径的减小而减小，摩阻系数随曲率半径的减小而增加，并得出了相应条件下的一次调节通道摩阻系数的修正关系式，在层流范围内阻较好地反映一次调节通道的流阻特性。     

固体火箭发动机熔渣沉积数值模拟

为了探求熔渣沉积的机理，采用欧拉－拉格朗日丽相方法模拟带潜入喷管的固体火箭发动机两相内流场。通过对发动机工作后期六个时刻的两相流动与粒子轨迹计算，得到了三种Al2O3重附着率（0.2,0.4,0.6）下的潜入喷管背壁熔渣沉积总量分别为0.14%，0.48%和0.91%。提出了减少熔渣沉积的一些途径。     

固液混合火箭发动机燃烧的边界层计算

针对固液混合火箭发动机典型的边界层燃烧理论，用边界层的方法对固液混合火箭发动机燃烧进行了计算，计算采用二维轴对称的层流边界层方程，化学模型采用有限速率模型。计算考虑了不同氧化剂流率，不同吹入参数的多种情况，得到了固体混合发动机边界层的温度场分布，并利用计算结果，拟合了固体燃料的燃速公式，与相关文献的比较说明计算正确，结果符合燃烧机理和流动规律，为进一步研究固液混合火箭发动机的燃烧问题打下了基础。     

降低陶瓷与陶瓷或金属连接温度的技术

为降低陶瓷与陶瓷或金属的连接温度，目前采用的连接方法有过渡液相扩散连接、兰固态连接、机械连接、粘接、铟封和陶瓷表面低温改性后低温钎焊等。本文从上述连接方法的原理设计、连接材料设计与制备、接头性能及各自的优缺点等方面综述了陶瓷与陶瓷或金属低温连接研究的现状。     

轻型动能拦截器固体控制发动机方案分析

对国外轻型动能杀伤飞行器（ＫＫＶ）采用固体燃气发生器作动力的控制发动机方案进行了分析,比较了变流率燃气发生器、装药设计和脉宽调制变推力执行机构方案等,提出了适合国内技术条件的可行方案,并讨论了有关技术问题。     

涡轮泵联动试验系统参数稳定性分析

针对某带燃气发生器、调节器和工艺喷管的涡轮泵联动试验系统,采用线性化方法研究了该系统平衡参数在小扰动下的稳定性,得到了主要设计参数对系统稳定性的影响规律以及该系统关于主要设计参数的稳定性边界。