燃烧产物热力性质的通用关系式

本文给出了任意燃料-空气系统燃烧产物热力性质的通用关系式.利用这种关系式可以简化燃烧产物热力性质的计算和燃气热力性质表的编制.     

吸热型碳氢燃料基础油的饱和蒸气压测定

根据拟静态法原理,采用斜式沸点计建立了一套适用于多组分体系饱和蒸气压测定的装置。测定了用于制备吸热型碳氢燃料的一组基础油器在一系列温度下的饱和蒸气压,用Antoine方程关联了饱和蒸气压与温度的关系,同时根据Clausius-Clapeyron方程计算了各基础油品的蒸发焓和蒸发熵。为吸热型碳氢燃料的调配和性能评价提供了基础信息。     

2002年超燃冲压发动机研究进展

(1)在多国合作的HyShot计划研制中,2002年7月,超燃冲压发动机飞行器在武麦拉靶场成功地进行了飞行试验,昆士兰大学的研究者成功地实现了超声速燃烧。试验飞行器用一枚两级火箭助推至330km的高空,在下降过程中,当飞行器在Ma=7.6飞行时,氢燃料喷入超燃冲压发动机。 (2)由霍普金斯大学应用物理实验室领导的一个协作小组,在NASA兰利研究中心的2.44m风洞中,进行了普通液体碳氢燃料的、完全一体化的高超声速巡航导弹发动机全尺寸试验,获得了净推力。这种双燃烧室超     

冲压发动机突扩燃料室回流旋涡“热缩”效应的研究

对均匀混气进口突扩燃料室进行了数值研究，比较了燃烧状态和非燃烧状态突扩回流区。发现燃料状态的回流区长度比非燃烧状态减小了３６％。分析了燃烧引起回汉区长度的两个重要原因：温度梯度对速度矢量的偏折和加速作用以及热阻力作用。     

最优控制理论在垂直发射舰空导弹转弯控制中的应用

本文应用最优控制理论研究了垂直发射舰空导弹转弯控制段的控制规律,并以某低空、超低空、近程舰空导弹为研究背景进行弹道优化设计,通过大量计算结果,分析了燃气舵最大舵偏角与工作时间、反馈回路参数等对垂直发射导弹弹道特性的影响。最后选取一组最优参数对全弹道进行了仿真计算。结果表明:将垂直发射技术应用于对付近程、高速、掠海目标是有效的,可以实现的。     

小推力空间发动机系统优化分析

基于空间发动机系统质量模型和质心漂移模型，进行了燃烧室压强及气瓶形状优化分析。研究结果表明：①燃烧室压强最佳值为１ＭＰａ，此时发动机系统质量最小；②采用环形气瓶具有优势，发动机系统质量较小，没有质心漂移。     

液氧/丙烷推进剂燃烧试验

本文介绍液氧/丙烷推进剂燃烧试验,包括试验件以及点火、燃烧、传热方面的试验情况;并与以往的四氧化二氮/偏二甲肼自燃推进剂的试验情况作了对比。