亚／超双模态超音速燃烧的实验研究

描述了在超音速燃烧室中如何从亚音速燃烧模态转变为超音速燃烧模态的概念和目前的研究状态，并用实验表明改变氢燃料喷射位置和当量比对燃烧状态的影响，以及燃烧室各截面参数的变化规律。     

固体火箭发动机喷管壁窜火故障的试验研究

针对某大型固体火箭发动机在试车中后期出现的喷管后侧持续冒小火和试车后期出现的喷管扩散段前部窜火故障，进行了模拟试验。结果表明：如果在喷管扩散段的中、后部壁上有侧孔（此孔无论是烧穿形成，或其他原因形成），并在侧孔处有阻挡气流的物件，使该处的气流局部滞止，即能造成喷管后部侧孔窜火。发动机喷管经常出现的扩散段前段窜火，则是由于喉面下游壁厚烧薄到一定程度，当地的静压就能使火苗窜出。     

微型固体脉冲推力器内弹道性能的实验研究

对高速动能导弹飞行姿态控制和弹道修正用的多管微型固体脉冲推力器的内弹道性能进行了试验研究。其中，以单管挂药式结构的试验为主，并以贴壁粘结式结构试验作为对比分析。试验结果表明，所设计的原理样机工作正常，可进行重复试验；单管挂药式结构的各项内弹道性能均满足指标，且数据重复性好。但由于挂药引起的燃烧后期的碎药损失和挂药段装药后期的低压燃烧，使挂药式结构的比冲效率较低。     

三维药柱的热粘弹性有限元分析

采用三维模型,用有限元法分析固体火箭发动机的药柱在硫化降温、内压和轴向过载作用下的热粘弹性准静态响应,为实际结构设计提供参考。     

翼柱型药柱固体火箭发动机工作过程仿真

将翼柱型药柱的18个关键尺寸定义成可变多数，通过人机交互输入具体的数值，构造任意烧去肉厚下的药柱模型，并计算该模型的体积。由Ab=△V／△e计算燃烧面积的大小，并进而计算出燃烧室压强和发动机推力。把任意烧去肉厚下的药柱模型和相对应时刻的压强-时间、推力-时间坐标制作成幻灯文件，通过计算机显示器屏幕连续演示，达到动画模拟的效果。     

固体火箭发动机柔性喷管摆动机构的结构可靠度分析

把固体火箭发动机柔性喷管的摆动机构看作为一个结构体系，在枚举了其主要失效模式后，采用结构体系可靠性分析的二阶窄边界法，对柔性喷管的摆动机构进行了结构可靠性分析，得到了柔性喷管摆动机构结构可靠度的基本公式。     

固体火箭发动机连接结构接触应力研究

应用接触理论和有限元方法，分析固体火箭发动机法兰连接结构的接触问题。建立了法兰连接结构的有限元模型，充分考虑了连接螺栓预紧力对结构刚度的影响，将其合理地转化为等效节点初载荷。推导出在法兰对接面上有气密性要求时求解最佳预紧力的公式。最后通过实例进行了接触应力计算。结果表明，采用的分析方法和由此得出的结论具有一定的工程意义。     

横喷射流与空气混合增强的试验研究

提出利用垂直横喷射流引入流向旋涡来增强氢和空气的混合。射流中心剖面速度分布和射流轴线最大速度衰减的五孔探针测量结果表明,单孔射流与来流空气的动量比越大,混合越迅速。二维射流的混合要比三维射流差的多。单排多孔射流在一定的孔面积和流量比下,协调孔距、通道高度和射流动量比的关系,就可获得射流与来流空气的最佳混合,然后据此确定喷孔直径和数目。首次引入三维垂直射流旋涡穿透深度的概念,这比最大速度穿透深度更具实际意义。     

固体火箭发动机脉冲推力补偿技术的研究

用动态补偿原理对脉冲推力衰减振荡曲线进行补偿,以测量火箭发动机脉冲推力。首先对测力传感器进行动态标定,建立测试系统的动态数学模型,然后根据数学模型设计补偿滤波器,并进行计算机补偿仿真验证。最后对实测推力数据进行分析处理,即数据平滑、ＦＦＴ频域分析和补偿滤波。所有以上工作全部采用Ｃ语言,以汉字下拉式菜单的形式,形成一个很实用的动态测试系统标定及数据处理软件包。     

含粘接缺陷固体发动机喷管堵盖受压分析

利用ＶｏｎＫａｒｍａｎ模型,对受内压作用固体火箭发动机喷管堵盖进行了几何大变形分析,考虑了工艺因素对堵盖变形和堵盖与喷管喉衬粘接界面应力的影响,分别对牢靠粘接和３种不同形式的不牢靠粘接进行了计算,结果表明,堵盖与喉衬的粘接面脱粘对界面应力场有很大的影响。