摘要：针对在固体火箭发动机液体喷射熄火研究中所用液体喷射实验装置,推导了液体射流速度,液滴运动与蒸发的控制方程组,并进行丁数值求解,研究了影响射流速度、液滴尺寸及其蒸发速率的因素。结果表明:液滴的初始速度和直径主要受喷射压降、液体表面张力和粘度的影响;影响液滴运动速度的因素有环境压强和温度;环境温度和液体的汽化潜热对液滴的蒸发速率有着重要的影响。上述结果对于合理设计满足固体火箭发动机熄火要求的液体喷射装置,选择合适的液体介质具有一定的指导意义。

摘要：就密闭燃烧器法测试系统部分的硬件、软件进行了全面统一的设计 ,尤其是在软件部分引入了数据库管理系统 ,不仅使该软件能查询实验相关的数据 ,还使该软件具备了一定的智能 ,可以辅助识别推进剂燃速。

摘要：根据炸药爆轰驱动金属板的理论,计算了反应装甲上板运动的最大速度。计算结果与试验结果基本一致,说明用该方法为估算反应装甲上板的运动速度提供了理论依据,也为反应装甲的设计提供了理论依据。

摘要：为了解决含硼富燃料推进剂在氧弹内燃烧效率低、实验测试值不能正确表征实际燃烧热值的问题,研究了含硼富燃料推进剂燃烧热值测试过程中试样质量和充氧压强对测试结果的影响,在氧弹安全承载范围内,试样质量越大、充氧压强越大,含硼富燃料推进剂燃烧越完全。使用有机溶剂溶解后挥发的混合方式,将作为助燃剂的自制ZS与加工成20目含硼富燃料推进剂实现紧密结合,经过一系列工艺处理制得试样。根据含硼富燃料推进剂在氧弹内的燃烧特点设计加工了专用钨坩埚,使用改进型氧弹式量热仪对试样进行热值测试。实验结果表明,助燃法测试含硼富燃料推进剂的燃烧热值较为有效,解决了含硼富燃料推进剂在氧弹内燃烧不完全以及测试值不能正确表征理论燃烧热值的问题,具有较高的准确性和可靠性。

摘要：采用激光引信的一些相关技术提出智能反应装甲构想,并用数学建模方法解决了智能反应装甲拦截弹的起爆适时性,这些对智能反应装甲设计有一定的实际意义。

摘要：本文介绍了一种自行设计的可快速降压以实现中止燃烧的实验装置—带中断装置的燃烧器,包括该燃烧器的设计理论依据、结构以及使用效果.实践证明,这种燃烧器具有工作过程压强恒定、降压速率高、降压过程安全、不污染燃烧表面等优点,不失为一种研究推进剂燃烧问题的有力工具.

摘要：在实验研究的基础上,提出固体火箭发动机液体喷射熄火模型。该模型综合考虑了固体推进剂的瞬态燃烧、射流换热、液滴蒸发和发动机内弹道等耦合作用,成功地实现了对液体喷射熄火过程(临界参数和熄火用液量)的理论预示。理论研究发现液体喷射瞬变燃烧存在着临界喷射压降。当喷射压降大于该临界值时,熄火才能实现。随着推进剂能量的升高,临界喷射压降增加。随着喷射压降的增加,熄火用液量和降压速率分别下降和升高,其变化率逐渐减小。熄火用液量不存在最小值,因而在工程设计中,必须合理选择喷液量和喷射压强这两个设计参数。理论预示与实验结果吻合良好。

摘要：通过实验和理论分析,确定了空气环境中AP超细粉料形成软团聚的过程中,液桥力最大,其次为范德瓦尔斯力与静电力.并根据作用力的大小,设计了静电分散分级实验,通过电晕风使微颗粒均匀荷电,借助库仑斥力来实现软团聚的分散分级.实验获得的最佳分散分级电压参数为6kV,可以将AP粉料中所含细粉的90%以上分离收集,并通过测量细、中、粗粉料质量的比例参数,在线表征AP超细粉料的状态.