摘要：依据非线性力学理论,用工程实用的测试方法,对硅橡胶材料单轴拉伸力学行为进行了测试,通过对测试结果的拟合处理,得到了四参数的Mooney-R ivlin模型常数,模型曲线与实测应力应变曲线吻合较好。采用该模型常数对硅橡胶“O”形密封圈工作状态的变形和应力进行了有限元分析,加深了对其密封性能的了解,对密封结构的设计分析具有一定的指导意义。

摘要：针对多级导弹级间热分离这一复杂环境条件，用数值模拟的方法对级间段流场进行了预示。计算采用Ｇｏｄｕｎｏｖ有限体积格式，对非定常轴对称欧拉方程进行求解。计算结果为级间分离段和发动机热防护的设计提供了理论依据。

摘要：对目前使用的ＲＴＲ系统中存在的问题进行了分析，指出影响ＲＴＲ系统测试精度的主要原因是高速运动分析仪的图像分辨率太低及Ｘ射线系统本身造成的系统误差。总结了提高ＲＴＲ系统测试精度的措施，包括提高变压器的稳压性能，改进实验器设计水平，提高试车台架的刚性以及运用图像处理技术等，将这些改进措施应用于ＳＲＭ燃烧室凝相粒子运动规律的实验研究，取得了比较明显的效果。

摘要：本文用Ｘ射线高速实时荧屏分析（ＲＴＲ）技术对固体火箭发动机燃烧室内两相流粒子的运动轨迹进行了实验研究。为增强粒子图象的效果，设计了一个专用的矩形实验发动机，用在双基推进剂上开槽添加钨粉的方法来模拟含铝复合推进剂中的铝粒子。实验拍摄到了比较清晰的ＲＴＲ图像，经过图象处理后得到粒子群的运动轨迹。实验结果表明：１）粒子轨迹完全有可能穿过对称轴；２）重力对粒子轨迹的影响很小。实验结果为ＳＲＭ两相流动模型的建立以及两相流动数值模拟结果的验证提供了实验依据。

摘要：系统论述固体火箭发动机设计的特征后 ,构造了发动机 CAD系统框架 ,并对该系统的主要组成模块的设计进行了有效的探索 ,加速了 CAD技术在固体火箭发动机设计中的应用。已成功地研制了系统的几个重要模块 ,在工程中得到了应用 ,并提出了可行的深入研究方案。研究结果可为固体火箭发动机 CAD系统研制提供重要的技术参考。

摘要：为了揭示含潜入喷管的固体火箭发动机尾部流动特征 ,按照几何相近和气动相似原则设计了通道为矩形的二维冷流实验模型 ,利用相位多普勒粒子分析仪 (PDPA)对燃烧室尾部气流的时均速度和湍流脉动速度进行了测量。实验结果表明气流在潜入喷管入口上游发生分离 ,再附点位于喷管前端部外侧 ,背壁空腔内形成一个较为稳定的回流区 。

摘要：对过载状态下固体火箭发动机燃烧室内二相流动进行了数值研究。建立了过载状态下二维平面颗粒轨道模型 ,应用二阶迎风格式构造了有限体积计算框架 ,对有过载和无过载多种工况燃烧室内流动进行了计算 ,得出了过载对颗粒相和气相的某些影响 ,结果对于发动机工作过程研究及发动机热结构设计具有一定指导意义。

摘要：通过设计实验装置形成了一条预制裂纹 ,用高速运动分析仪及数据采集系统测试了火焰在裂纹内的传播及裂纹内的压强变化 ,研究了不同几何特性和增压下 ,固体推进剂裂纹的燃烧流动情况。实验表明 :裂纹内的火焰传播速度受裂纹几何条件和增压的共同影响 ,增压越大 ,裂纹越窄 ,火焰传播速度越大。裂纹尖端压强与裂纹入口压强比的最大值也受增压和几何条件的影响 ,增压越大 ,裂纹越窄 ,该压强比越大。

摘要：翼槽内的火焰传播过程首先是燃气充填过程 ,其次是火焰传播过程。采用高速摄影技术测定了点火瞬态模拟实验发动机后翼槽区内的燃气充填现象 ,研究了不同设计参数对燃气充填过程的影响 ,发现燃气在翼槽内充填时间的长短与升压梯度和翼槽的宽度有关 ,流动形式与初始燃气速度和喷管潜入深度有关。

摘要：利用X射线诊断系统 ,观察了固体火箭发动机热试车条件下潜入喷管背壁区熔渣粒子的溢流过程 ,得到了实验条件下的潜入喷管背壁区熔渣生成沉积数据和图像 ,分析探讨了喷管潜入深度、喷管喉部面积对背壁熔渣生成和溢流过程的影响 ,为发动机的设计提供了实验依据。