摘要：简述了固体火箭冲压发动机类型及工作原理,总体评价了固体火箭冲压发动机发展时快时慢的原因,弹-机一体化设计、贫氧推进剂、进气道、转级机构、补燃室等设计中应注意的问题,提出了应加强的研究工作,即开展高能低沉积燃烧产物贫氧推进剂研究;完善多种燃气流量调节装置方案,提高其可靠性;进一步开展一次燃烧和二次掺混燃烧的理论和实验研究,提高燃烧效率;尽快建立自由射流等试验研究手段,开展相关的研究工作;适时开展固体燃料冲压、固体超燃冲压及膏体冲压等发动机的研究,不断拓宽应用领域。

摘要：多目标优化设计的概念和方法被应用于面向成本设计,采用一种基于Pareto最优解的多目标遗传算法———NSGA Ⅱ算法,以某固体火箭发动机为算例,利用成本模型和工程模型,以产品的性能和成本作为目标函数进行了多目标优化设计。计算结果表明,NSGA Ⅱ算法得到的非劣解在目标空间分布均匀,算法收敛性和鲁棒性好。基于NSGA Ⅱ算法的面向成本多目标优化设计方法为产品在方案阶段开展性能和成本之间的权衡分析提供了有效的工具。

摘要：采用贴体坐标系和ＳＩＭＰＬＥ法，对固体发动机在旋转热试车条件下的燃烧室内流场进行了数值模拟。不同燃烧时刻的计算结果表明： 旋转对固体发动机燃烧室燃气流动结构的影响随着燃烧肉厚的退移而显著增强； 在发动机药柱的前翼燃烧消失后， 前封头开口区域的切向涡开始变得强烈； 切向涡的分布呈现Ｒａｎｋｉｎｅ 涡的特点， 在发动机前开口区域涡的固核半径极小， 旋转速度极大， 这将严重影响该区域的热防护， 应引起有关设计人员的高度重视。

摘要：提出了一种新的膏体推进剂脉冲火箭发动机设计方案及其再点火装置的设计与实现，建立了膏体推进剂在再点火装置中二维流动模型和传热模型，得到了发动机可靠点火时再点火装置温度、长度、通道直径和挤压压强间应满足的关系，以及发动机熄火应满足的条件，还进行了原理性热试车，成功实现了多脉冲工作。

摘要：针对固体火箭发动机炭纤维/环氧树脂复合材料壳体及其防热结构温度场问题,进行了风洞试验模型设计,开展了某弹道下气动热环境试验,获取温度分布规律。采用一维瞬态传热理论数值模拟方法,对比计算了试验工况,所得到的温度场与试验结果吻合较好,可有效模拟该类问题,为壳体防热结构设计提供了参考。同时,分析了热流密度、热辐射、防热层结构设计、防热材料热物理性能是影响温度场计算的几项主要因素,其中,热流密度和热辐射是影响计算的输入参数,防热材料热物理性能及结构是影响温度场分布的设计参数。

摘要：结合工程实践,设计了固体火箭发动机用复合材料在温度影响下的力学性能实验方案;分析了温度对环氧树脂基体、复合材料单向板力学性能的影响;研究了温度对复合材料容器及实际产品爆破压强的影响,获得了材料在温度影响下的力学特性及在载荷作用下的构件的破坏机理。实验结果为建立该材料的典型微结构特征和宏观力学性能的定量关系提供了验证数据,也为航天固体火箭发动机复合材料壳体结构设计提供了重要材料参数。

摘要：提出了一种三维药柱燃面自动化设计的新方法：根据设计者输入的设计指标和全局参数值，自动确定一系列药柱结构可选方案，自动对每一个结构方案进行药形几何参数的优化设计，自动对结构方案进行优选，并确定出可行的药柱设计方案，输出燃面设计结果。经实例设计，表明该方法是切实可行的。

摘要：中国从１９５８年开始复合固体推进剂火箭发动机的探索和研制工作。根据航天技术发展的需求，促使复合固体推进剂火箭发动机从小到大逐步发展起来。在三十多年的研制过程中。解决了壳体材料和成型工艺、推进剂配方和装药工艺、喷管和推力向量控制技术、安全点火和高空点火技术、各种环境试验技术、无损检测和质量保证技术、地面试验和测试技术等。已形成了固体火箭发动机研究、设计、试验、生产配套的基本条件，同时为中国卫星发射提供了系列固体火箭发动机。

摘要：为获取复合材料在温度影响下的力学性能,提出了理论预示模型,分析并讨论了模型中的相关参数,建立了满足固体火箭发动机壳体用炭纤维/环氧树脂复合材料及基体材料随温度变化的数学模型。应用该预示方法获取的数据与实验结果吻合较好,能够获得材料在任意温度下的性能变化规律,可作为工程应用中材料设计的计算手段和选材基本依据,对评价和应用复合材料耐热性有一定的指导意义。同时,利用网格理论及混合定律,分析了平衡型纤维缠绕复合材料壳体随温度变化的规律,将该方法扩展到对复合材料壳体爆破压强随温度变化的性能预示。

摘要：基于模糊逻辑 ,建立了评判固体火箭发动机总体设计水平两级指标体系和模糊综合评判方法 ,采用给定满意区间的方法提高了可量化指标隶属度的准确性。算例表明 ,该方法较全面地反映了固体火箭发动机总体设计水平。