摘要：介绍了固体火箭发动机卧式六分力试车台系统及其测量原理,设计了燃气二次喷射固体发动机试验系统,完成了燃气二次喷射发动机原理性试验。试验结果表明,二次喷射具有放大作用,燃气二次喷射能产生较大的侧向控制力。试验得到的推力矢量控制偏角为7°,二次喷射燃气侧向比冲为2 366.4 N.s/kg,其效率远高于液体二次喷射。

摘要：随着固体推进技术的发展 ,越来越多的战术导弹采用了单室双推力固体火箭发动机 ,燃烧室和喷管的受热情况严重 ,必须对其进行深入研究 ,以保证发动机可靠工作。文中对此建立了集药柱几何计算、内流场、传热与烧蚀于一体的计算系统 ,并形成了成熟的软件 ,对一具体算例进行了绝热结构和烧蚀结构防护层的安全厚度设计 ,与工程实际应用厚度的比较表明 ,此系统用于工程中方便可靠。

摘要：通过多方案二元混压超音速进气道的设计分析,优选出5种方案进行了数值仿真,确定了用于试验研究的进气道方案。在此基础上,进行了1∶3缩比模型风洞吹风试验,获得了多种工况下进气道的工作特性,分析了马赫数、攻角和侧滑角等参数对进气道性能的影响。结果表明,设计分析方法可行,可用于弹用超音速进气道的设计和验证。

摘要：针对额定流量和流量调节条件下膏体冲压发动机一次燃烧组织稳定的要求,提出了一种燃面自适应燃烧组织模式,设计了一次燃烧组织试验系统,进行了一次燃烧组织试验。试验结果表明,推进剂输送稳定,点火时序和推进剂输送时机合理,防回火措施有效,燃烧室压强经过调整后能够稳定在设计值附近。燃面自适应燃烧组织模式可以实现燃面的自适应调节,使推进剂输送和燃烧保持平衡,保证发动机的一次燃烧稳定。

摘要：采用故障树分析(FTA)的方法,针对某发动机壳体烧穿的各种影响因素进行了分析,通过流场仿真及地面模拟过载试验验证了分析结果,并根据分析结果进行了改进设计及试验验证。试验结果表明,改进措施有效,能够保证固体火箭发动机安全可靠工作。

摘要：通过设计一台专用实验发动机进行试验 ,并应用参数辩识技术 ,测量确定发动机动态燃速、平均燃速、比冲等参数。通过理论分析和试验结果表明 ,该方法能准确测量性能参数 。

摘要：为了研究过载对发动机内流场和绝热层烧蚀的影响规律,对过载条件下的固体火箭发动机开展了数值仿真和旋转过载试验。仿真与试验结果表明,过载量值和含铝量是影响过载条件下固体火箭发动机粒子聚集浓度分布及绝热层严重烧蚀区域的主要因素,在进行发动机设计时应综合考虑,以保证发动机工作的安全性、可靠性。

摘要：基于脉冲隔板总开孔面积一定的情况下,研究了不同级间开孔形式对一脉冲壳体绝热层烧蚀和流动损失的影响,对带硬质隔板的双脉冲发动机进行了内流场数值计算。结果表明:隔板背壁区涡流会加重绝热层烧蚀,燃气再附着点附近烧蚀情况最严重;改变开孔形状和布局对隔板流动损失影响不大,但优化开孔倒角设计可改善隔板孔流通能力;减小隔板外缘孔径并加开隔板中心孔能有效减轻绝热层烧蚀。