液体火箭发动机推力室冷却通道传热优化计算

采用标准K-ε两方程湍流模型对液体火箭发动机推力室再生冷却通道三维湍流流动与传热过程进行了数值预测，冷却工质为氢气，其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化，通过两种优化方案来改变推力室冷却通道的深宽比。方案一为保持冷却通道的深度及肋宽不变，通过改变推力室壁面通道个数来改变通道的深宽比，方案二为保持通道数目不变，通过增加或降低通道高度来改变通道的深宽比。以此计算在不同通道深宽比下推力室壁面的传热特性，并进行了优化分析。计算结果表明：存在着一个最佳冷却通道个数，使得推力室壁面再生冷却效果达到最佳；在相同质量流量下，降低通道高度能够强化推力室传热，但同时增加了进出口压差。     

组分对硝酸酯增塑聚醚推进剂燃烧性能的影响

通过对氧化剂AP含量及粒径、燃速催化剂种类及含量、铝粉粒度、交联剂及工艺助剂等的调整，对硝酸酯增塑聚醚推进剂的燃烧速度和燃速压强指数进行了研究，结果表明，燃速在7．7～16．7mm／s（7．0MPa）范围内可调，静态燃速压强指数稳定在0．5，最低可达0．41。     

液体火箭发动机推力室冷却通道流动与传热数值研究

采用气固耦合算法对液体火箭发动机推力室再生冷却通道的流动与传热过程进行了三维湍流流动与传热数值模拟，冷却工质为氢气，其密度、导热系数、动力粘度随着温度和压力而变化。应用大涡模拟及标准k-ε双方程模型两种湍流模型分别进行数值模拟，详细揭示了再生冷却通道固体区和流体区内的速度场和温度场，并在不同的计算网格数目下对两种湍流模型的计算结果进行了对比。结果表明，在相同的网格条件下，标准k-ε双方程模型与实验数据的吻合精度比大涡模拟模型更好，且满足工程计算精度。随着网格数的增加，大涡模拟的计算精度逐渐得到改善。     

滑行过程中火箭发动机泵系统各构件温度数值模拟

利用数值计算的方法，研究了某型液体火箭发动饥泵系统各构件及泵腔残余氧化剂在二次启动前滑行过程的温度变化。基于集总参数法建立了温度变化计算模型，并建立了泵腔残余氧化剂排空计算模型。计算结果与试车数据吻合良好。滑行过程中．涡轮温度下降，而泵壳体及进口管的温度升高；泵腔中残余氧化剂间歇排放。研究结果表明，滑行结束时泵系统的温度高于100℃，泵腔中残余氧化剂含汽率为1，不满足二次点火启动条件。     

纳米金属和复合金属粉对AP/HTPB推进剂热分解的影响

用热分析法(DTA)研究了纳米金属和复合金属粉(Cu,N i,A l,N iCu,N iCuB,N iB)对AP/HTPB推进剂热分解的影响。结果表明,纳米金属和复合金属粉对HTPB推进剂的热分解具有明显的催化作用。纳米铜粉使AP/HTPB推进剂的低温和高温热分解温度分别降低了51.6℃和33.6℃,DTA表观分解热增大为3.7kJ.g-1,催化效果十分显著。纳米铜粉和含铜的纳米复合金属粉(N iCu和N iCuB)的催化效果强于其他纳米金属粉。纳米金属粉主要通过催化AP/HTPB推进剂中AP的热分解,表现出对HTPB推进剂具有较好的催化效果。     

含金属固体推进剂燃烧残渣的成分分析

借助于近代物理分析技术（如Ｘ射线衍射、光电子能谱）及化学分析法，对含金属（硼／铝）固体推进剂燃烧后残渣的成分进行了较为全面的分析。在定性分析的基础上，着重介绍了残渣中剩余金属及其它成分的定量分析方法，包括Ｘ射线衍射及化学滴定法（氧化－还原滴定、酸碱滴定）。     

可燃药筒在某型号发动机点火器中的应用

介绍可燃药简在某型号固体火箭发动机点火器中的应用情况，列举了有关试验数据和结果，同时对应用其制成的新型轻质点火器的优点进行了总结。     

具有二次喷注孔带缩进长度离心式喷注单元流量特性的试验研究

利用自行设计的具有二次喷注孔、带缩进长度的双组元离心式试验喷嘴，对该种结构喷注单元的流量系数进行了测量。研究了喷嘴几何特性值和喷嘴结构参数对流量系数的影响，并对基于动量原理的理想流量系数进行了修正，从而使计算值具有更高的精度。     

电动气阀动态特性及反力因素的影响

建立了电动气阀吸动过程的数学模型并进行了动态特性的数值计算，详细分析了反力因素对电动气阀动态特性的影响。计算结果表明：该阀的衔铁在被触动后能很快地吸到最小气隙处；适当地减小压缩气的入口压力和弹簧预紧力有利于提高电动气阀的响应能力，有利于延长电动气阀的使用寿命。     

某型固体火箭发动机的可靠性增长分析

对某型固体火箭发动机的可靠性增长进行了统计检验，在可靠性增长的基础上，用二项分布阶段可靠性增长的Bayes方法评定了该机的可靠性下限。结果表明，可靠性增长方法能充分利用信息，并可节省大量试验样本。