固体发动机失效树专家评分法

根据固体火箭发动机失效树定量分析中确定底事件失效概率存在的困难,提出了确定底事件失效概率的工程方法——专家评分法.用此方法对某型号发动机试样阶段结构可靠性进行了实例分析,得出了较满意的结果.     

HTPB／HMX推进剂能量特性与工作压强关系的研究

采用标准试验发动机实测结果及理论计算，研究了ＨＴＰＢ／ＨＭＸ推进剂比冲与发动机工作压强之间的关系．研究结果表明，在发动机相同的工作条件下，工作压强由５ＭＰａ提高到１０ＭＰａ可使推进齐比冲净增１０２Ｎ．ｓ／ｋｇ，发动机工作压强最好选取大于６ＭＰａ。这一结果为发动机设计提供了参考依据。     

CZ—2C／FP运载系统变轨发动机（FG—47）

ＦＧ－４７固体发动机是ＣＺ－２Ｃ／ＦＰ运载系统轨道转移装置，它可以将卫星（如铱星）从椭圆停泊轨道转移到６３０ｋｍ圆形运动轨道。该发动机由中国航天工业总公司河西化工机械公司研制，于１９９７年９月首飞成功，将一个模拟卫星送入轨道。     

防雹火箭弹飞行弹道计算程序设计

结合防雹火箭实际，编制了无控火箭弹的外弹道计算程序，并利用１６种野战火箭弹，炮弹的实测数据以及防雹火箭弹的实测数据对程序进行修正。结果表明；该程序的阻力系数计算误差为２％，适用于各种无控火箭弹和炮弹的质心弹道计算。     

固体火箭发动机可靠性评定技术

分析了固体火箭发动机可靠性评定的主要方法，并简要分析了固体火箭发动机可靠性评定中的某些关键技术及其发展动向，如失效模式和故障判据的选用，复杂承载条件下的应用计算，可靠性模型的建立以及先进算法在可靠性评定中的应用等。     

低速条件下引射火箭实验研究

开展了火箭基组合循环推进在引射阶段的实验系统设计，实验系统包括以支板为特征结构形式的引射火箭试验发动机，自由射流气路系统，燃料喷注系统和压强推力数据采集系统，以固体火箭发动机作为燃气发生器，成功地进行了静态海平面零马赫状态下引射模态实验，获得了相关实验数据，同时，对相应的几何结构做了数值模拟，数值计算结果与实验结果基本吻合。     

固体火箭发动机燃烧室和喷管热防护安全限设计系统

随着固体推进技术的发展，越来越多的战术导弹采用了单室双推力固体火箭发动机，燃烧室和喷管的受热情况严重，必须对其进行深入研究，以保证发动机可靠工作。文中对此建立了集药柱几何计算、内流场、传热与烧蚀于一体的计算系统，并形成了成熟的软件，对一具体算例进行了绝热结构和烧蚀结构防护层的安全厚度设计，与工程实际应用厚度的比较表明，此系统用于工程中方便可靠。     

混杂纤维缠绕壳体设计

应用网格理论，得到了固体火箭发动机混杂纤维缠绕壳体在内压作用下的平衡方程。给出了混杂纤维缠绕圆筒壁厚的计算公式。讨论了用模拟实验压力容器确定纤维发挥强度的问题。算例表明，文中给出的设计计算方法，可用于混杂纤维缠绕壳体的初步设计。     

固体火箭冲压发动机一体化CAD系统设计

针对固体火箭冲压发动机的特点，研制了固体火箭冲压发动机CAD软件，该软件系统包括了燃气发生器设计、助推补燃室设计、进气道设计、发动机性能计算和飞行弹道的计算。使用该系统可进行固体火箭冲压发动机总体方案论证，预估发动机的主要结构尺寸和发动机的整体性能。本文以一假想的空－空弹用固冲发动机方案设计为例，介绍固冲发动机设计步骤和软件系统的特点。     

低特征信号绝热层用硅氧烷树脂研究

简述了用于固体火箭发动机低特征信号绝热层研制的发展现状。对多种硅氧烷树脂（ＲＴＶ）进行了筛选和信号透过率，热失重，力学及粘接笥能试验。试验结果表明，与使用ＥＰＤＭ绝热层材料相比，使用ＲＴＶ绝热层材料，火箭发动机燃烧室羽流具有较高的信号透过率；ＲＴＶ还具有较好的热性、力学及粘接性能，适于用作低特征信号绝热层的基体材料。