微型续航固体火箭发动机设计及试验方法研究

介绍了毫米级固体推进剂火箭发动机的设计和试验方法,并将其用作一次性的执行微型传感器网络节点系统的展开平台.此火箭发动机由燃烧室、推进剂燃料、喷管、点火器组成.点火器采用电点火方式.对微型化后需解决的火箭设计问题进行了讨论,提出了相应的设计原则和方法.用这种方法设计的火箭质量仅为2 g,比冲在230～860 N·s/kg范围内,测量到的推力达到24～230 mN.     

固体燃烧冲压发动机在小口径弹药上的应用

总结了固体燃料冲压发动机的发展过程和现状,分析了其工作性能和应用于小口径弹药上需解决的关键技术,如突扩燃烧机理,燃烧流量及燃速特性,散布控制,燃烧效率,补燃室设计等,以及解决相关问题的可能途径和方法,最后给出固体燃料冲压发动机应用于小口径弹药时的总体结构布置。     

冲压发动机增程榴弹绕流流场数值分析

数值模拟的控制方程为雷诺平均的可压缩纳维尔ー斯托克斯(Navier-Stokes)方程,湍流模型釆用k-t两方程模型,数值格式为ニ阶迎风格式。得到了冲压发动机增程炮弹的流场结构,结果表明：冲压发动机增程炮弹在高超音速下阻力系数无明显变化,而在亚音速和低超音速下,阻力系数提高。     

高环境压强下喷管的工作特性研究

数值模拟的控制方程为雷诺平均的可压缩纳维尔-斯托克斯(Navier-Stokes)方程，湍流模型采用κ-ε两方程模型，数值格式为二阶迎风格式。数值模拟了喷管在高反压环境下的流场，得到了流场结构变化规律，研究表明：喷管在非设计工况下工作，产生了较大推力损失，该损失主要由静推力损失造成。通过合理设计发动机工作压强和喷管扩张比，使其与外界反压相匹配，可以降低推力损失。最后给出了基于喷管的一维理论与数值方法的推力计算对比，结果显示：反压越高两者之间计算误差越大。     

固体燃料冲压发动机在小口径弹药上的应用

总结了固体燃料冲压发动机的发展过程和现状,分析其工作性能和应用于小口径弹药上需解决的关键技术,如突扩燃烧机理、燃料流量及燃速特性、散布控制、燃烧效率、补燃室设计等,以及解决相关问题的可能途径和方法,最后给出固体燃料冲压发动机应用于小口径弹药时的总体结构布置     

高速旋转固体火箭发动机的动态燃速特性研究

通过对试验数据的分析和处理研究了高速旋转对发动机最大推力、最大压强的影响,以及在高速旋转条件下喷管等效喉部面积的减小规律,运用零维内弹道计算模型拟合出了动态燃速随装药燃面相对半径和转速变化的经验公式.计算结果表明,高转速下等效喉部面积大幅度减小,动态燃速经验公式能够定性反映高速旋转引起的推进剂燃速增大效应.     

主要误差源对无控火箭密集影响的系统分析

应用数值模拟法对一些主要误差源影响无控火箭散布的情况进行了系统分析。弹道参数计算采用六自由度刚体弹道方程，误差源参数采用蒙特卡洛法产生。分析结果表明静不平衡度也是产生散布的主要因素，各误差尖折数学期望值对密集度指标有很大的影响。最后利用立靶密集度试验证明了数学模型的可行性和分析结果的正确性。     

高速弹丸的研制与发展

综述了目前高速弹丸的研制状况，主要对电磁炮发射的高速弹丸有关技术问题作了较详细的综述，并述及了高速弹丸的发展趋势。     

固体推进剂可靠性的一种有限元分析方法

研究了固体推进剂可靠性分析测试中药柱的应力、应变随其内孔直径及内外径比值的变化规律.药柱材料模型基于不可压缩材料的线粘弹性本构关系,建立了药柱的三维有限元计算模型,分析了药柱取不同内孔直径及内外径比值时的动态应力、应变响应.计算结果表明,药柱的应力、应变最大值出现在内孔边缘处,且随内孔直径及外径与内径比值的增大而增大.