陶瓷基复合材料火箭发动机推力室研究进展

综述了陶瓷基复合材料火箭发动机推力室国外最新研究进展,介绍了国内在此方面的研究现状,最后对陶瓷基复合材料推力室在国内的发展及应用进行了展望.     

薄壁发动机壳体加工及热处理中的新工艺

以固体火箭发动机燃烧室壳体为例，介绍一种以提高加工精度、材料的强度和韧性为目标，在加工、焊接、热处理中的几种新工艺。并论述了该工艺的原理及使用原则，实践证明，这种新工艺是有效的。     

燃烧室中的非线性声波

采用计算流体力学（CFD）方法对燃烧室一维冷流和两维燃烧过程进行了数值仿真，着重研究了温度、密度、熵等变量的脉动与压力脉动的区别，以及喷射过程与声学振型的耦合，结果表明，压力和速度主要表现声特征，温度和密度部分表现声特征，部分表现流特征，而熵则只表现流特征，对于化学反应过程激发的燃烧振荡，最容易受到激发的振型是压力波腹与化学反应分布相关最强的振型。     

减小大型火箭外壳板滚 弯直线度误差的途径

如何更有效地减小大型火箭外壳板（简称箭壳板）滚弯直线度误差，至今仍是箭壳板制造工艺人员所关注的问题。在对最不利实际工况下三轴辊弯板机中心辊进给量沿自身轴线分布规律作系统的分析、计算和研究的基础上，作者推导出一项箭壳板滚弯直线度误差不等式。对该不等式所显示的箭壳板滚弯直线度误差与轧辊主要几何参数之关系进行研究及比较后，提出了改造三辊机是减小箭壳板滚弯直线度误差的重要途径。一系列研究表明，按该推荐方法改进三辊机可使箭壳板直线度误差大幅度下降。     

大面积比超音速扩压器的工程设计方法

对大面积比超音速扩压器引射系统中的扩压器部分进行分析研究。根据扩压器引射系统流动模型建立引射理论，并通过与试验结果相对比，提出扩压器工程设计的有效方法，并编制了计算机程序进行设计计算。利用大面积比超音速扩压器系统的设计方法，可以进一步提高火箭发机机高空模拟试验的模拟高度，进行多种发动机高空模拟试验。     

近地点变轨发动机高空喷管性能预示研究

对长征－2E火箭近地点变轨发动机EPKM高空喷管的地面性能和高空性能进行了预示。在喷管跨声速区，气相采用显式MacCormack差分格式、颗粒相采用特征线法，而在喷管超声速区采用特征线法，数值求解轴对称二维无粘两相流动模型。结合喷管内的气流分离准则预测发动机地面工作时的性能，同时根据地面试验数据外推发动机的高空性能，与实测性能数据比较，平均推力相对误差约为5.6%和1.5%左右；而直接对发动机高空工作时的满流状态喷管进行数值模拟所得的发动机平均推力与实测性能数据比较相对误差约为1.7％左右。研究表明，所采用的流动模型、气流分离准则和数值方法对高空喷管不同工况下的性能进行工程预示是有效的。     

维缠绕固体火箭发动机壳体爆破问题研究

本文采用大变形有限元方法进行纤维缠绕固体火箭发动机壳体的应力及爆破分析。采用最大应力强度准则进行单元失效判断，并引入合理的刚度衰退模型，从而较真实地模拟壳体的承载过程。在此基础上，重点讨论了材料性能、几休非线性对固体火箭发动机壳体封头部位相对承载能力的影响，特别是针对两个实际结构得出相反的影响结果，对结构的优化设计和实际应用的补强研究有指导意义。另外，从爆破的角度探讨了由模拟壳体外推真实固体火箭发动机壳体结构的合理性。     

塞式喷管流场变化对性能的影响

为了更清楚塞式喷管的注以动机理以便合理的设计塞式喷管，本文从N－S方程出发，采用NND格式对塞式喷管的流场进行了数值模拟。重点研究了塞式喷管在高低空注以场的发展和外流对塞锥流场及其性能的影响。研究表明，在设计高度以下，塞式喷管的高度补偿作用很在,并且外流对塞式喷管影响很大，而在设计高度以上，塞式喷管的补偿作用消失，而外流的影响同样可以忽视。     

二维轴对称燃烧室侵蚀与喷管流场的一体化数值模拟

本文从Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程出发，采用先进的矢通量分裂算法，对二维轴对称固体火箭发动机燃烧室及喷管的内流场进行了一体化数值模拟，其中耦合进了燃面侵蚀燃烧的加质作用。计算中对超音速为主的流动进行了抛物化处理，对不同格式对亚跨超音速混合流场的适用情况进行了数值试验。本文除了给出主要的内流场参数预示结果外，还将侵蚀结果同实验结果进行了比较     

固体发动机纤维缠绕壳体设计准则判别式

给出了固体火箭发动机纤维缠绕复合材料壳体设计准则判别式。依据这一准则，当用于制造壳体的纤维材料特征值时，则该材料按刚度准则设计固体火箭发动机壳壁厚度，否则，按强度准则设计壳体厚度。以及机纤维和碳纤维为增强材料，给出两例分别按强度和刚度准则设计的实例，通过另两例强度相近但刚度不同的设计尘实例的比较。文中提出在设计固体火箭发动机壳体时，应合理选用纤维的最佳值，并建议发展纤维材料时，应注重强度与刚度的