减小半球锥柱型药柱残药率的研究

为了减小半球锥柱型药柱的残药量,分别采用UG NX和MATLAB软件进行了建模和编程计算,得到了药柱燃烧规律和残药率与设计参数的函数关系图,进行了算例分析。计算结果表明,环向槽圆弧半径的取值越大,残药率越小,且残药率减少幅度增加;残药率与内孔半径呈现负相关关系;残药率与环向槽圆弧圆心旋转半径呈现近似抛物线关系,旋转半径值变大时,残药率先增大后减小;残药率与圆柱段长度呈现近似线性关系。计算结果与实际数据的最大相对误差为0.084%。      

生物质气燃烧稳定性与层流燃烧特性的试验

为了获得沼气的燃烧稳定性与层流燃烧特性,在定容燃烧弹中试验测量了当量比范围为0.7~1.4、初始压力范围为0.1~0.5MPa、初始温度范围为290~380K条件下沼气的层流火焰传播特性。同时,对其燃烧稳定性与层流燃烧速度的主要影响因素进行了分析。结果表明:当层流燃烧速度小于0.15m/s时,火焰在发展过程中将出现浮力不稳定,火核中心逐渐向上飘起。马克斯坦长度随初始压力的升高或当量比的降低逐渐变小,火焰前锋面不稳定性得到增强;初始温度对马克斯坦长度的影响不明显。随当量比的升高,无拉伸火焰传播速度与层流燃烧速度先升高后降低,两者的最大值出现在当量比为1.1时;同时,沼气的层流燃烧速度随初始温度的降低或初始压力的升高逐渐降低。      

RP-3航空煤油层流燃烧特性的影响因素

为了获得RP 3航空煤油燃烧特性的主要影响因素,在定容燃烧弹中试验测量了初始温度范围为390~450K、初始压力范围为01~07MPa、当量比范围为06~15条件下RP 3航空煤油的火焰发展特性,并分析了RP 3航空煤油火焰稳定性与层流燃烧速率的主要影响因素。结果表明:无拉伸火焰传播速率与层流燃烧速率随初始压力的升高或初始温度的降低而逐渐降低,但燃烧压力峰值却逐渐升高;随当量比的升高,无拉伸火焰传播速率、层流燃烧速率与燃烧压力峰值呈现先增加后降低的趋势,无拉伸火焰传播速率与层流燃烧速率在当量比为12时达到最大,燃烧压力峰值在当量比为10达到最大;马克斯坦长度随当量比的增加或初始压力的升高而逐渐变小,火焰前锋面稳定性变差,但是,初始温度对马克斯坦长度的影响不确定。      

高燃速HTPB/IPDI推进剂低温力学性能(Ⅱ)界面助剂的设计与应用

为了改善高燃速丁羟推进剂的低温力学性能，设计合成了AO系列 同助剂，并在丁羟高燃速实验配方中验让了它们的使用效能。结果表明AO助剂大幅度提高了高燃速实验配方的低温力学性能，在常温强度相当的条件下，－40℃下最大伸长率由40％左右提高到55％以上。实验结果也显示助剂与粘事剂的表面张力值越接近，工艺性能越好。文中还通过温反射红外光谱（DRIR）和动态热机械分析（DMA）对界面助剂的作用机理作了简要探讨。     

亚、跨声速底排减阻特性研究

为了研究亚、跨声速底排减阻特性,采用了底排氢加空气燃烧和底排冷空气的方法进行底排减阻特性的风洞实验研究,实验的马赫数范围为M∞=0.71～1.55。从研究结果看出,底排冷空气的减阻率确实很低,但氢加空气燃烧的底排减阻率是很高的,其最大减阻率△Cmax=40％～120％,比冷排气要高一个量级。说明在亚、跨声速下采用底排燃烧的方法仍可有效减少弹丸底部阻力增加射程。     

固体火箭发动机装药裂纹危险性研究综述

对裂纹危险性进行分析,阐述了国内外近几十年的研究,总结出了影响对固体火箭发动机装药裂纹扩展的主要因素和裂纹对流燃烧引起的推进剂破坏程度的表征方式;介绍了目前裂纹扩展过程研究的主要理论模型、数值仿真水平以及实验手段,并对它们的优缺点进行了评述。     

高压强指数NEPE推进剂研究

分析了AP含量、增塑荆含量、催化剂种类、含能粘合剂体系等对NEPE推进剂燃烧性能的影响,找出了提高其燃速压强指数的有效方法.同时,采用DSC、单幅摄影、燃烧波测试等方法,研究了ZH-2催化NEPE推进荆的机理.实验结果表明,NEPE推进剂燃速压强指数提高至0.67,同时在宽压强(1.5～30 MPa)范围内消除了压强指数拐点.     

输送管壁温对膏体推进剂燃速的影响

膏体推进剂作为一种新型特种推进剂,具有广阔的应用前景。膏体推进剂燃速直接影响发动机内弹道性能,研究输送管道壁温对推进剂燃速的影响具有重要意义。采用幂律本构方程表征膏体推进剂粘度,Arrhenius方程表征温度对粘度影响,并利用中心有限差分格式对控制方程进行离散。对恒定壁温下的膏体推进剂与管道间传热特性进行数值仿真,并进行了数值验证。结合仿真结果,并借鉴固体推进剂初温与燃速关系,分析了热管道内膏体推进剂燃速特性。结果表明：近壁面加热层厚度随入口速度增高而减小,随管径增大而增大,管内膏体推进剂平均燃速较入口温度条件下有所提高,同时,高温壁面条件下,近壁面推进剂温度高于爆发点,需要考虑管道内的防窜火措施。     

贫氧推进剂声发射燃速仪的研制

通过研究贫氧推进剂的燃烧特性。主要是燃烧声信号的频带特性和不稳定特性，采用弱信号检测电路，并结合计算机技术，研制了用于贫氧推进剂燃速测试的新型声发射燃速仪。整机具有自动控制测试、计算各种燃速参数等功能。     

基于遗传算法的固体火箭发动机参数辨识

固体火箭发动机参数辨识为非线性受约束优化问题,经典算法求解此类问题时初值敏感、局部收敛等问题表现较为突出.针对上述难题,将具有良好全局收敛性的遗传算法用于固体火箭发动机参数辨识,得到推进剂燃速模型和喉径变化模型的全局最优辨识值.计算结果表明,固体火箭发动机参数辨识采用遗传算法求解可行,计算结果与试验结果吻合良好.