在侧向进气管道式冲压火箭发动机中安装锥形旋流器的影响

在侧向进气管道式冲压火箭发动机中安装锥形旋流器的影响１引言冲压火箭发动机为一个双模态推进系统，由一个固体火箭发动机和一个吸气式冲压喷气发动机组成。［１］。燃烧室起初装有固体推进剂，用于助推飞行阶段。助推阶段结束后，空的燃烧室被用作冲压喷气模式燃烧室，...     

海防导弹固体火箭发动机的低易损性 Ⅰ 一种耐热性设计方案

为满足海防导弹适应性的要求,对固体火箭发动机的低易损性研究和设计十分重要,介绍了一种耐热性设计方案,在圆柱体的绝热涂层上,设置一裸露区,以形成引起破坏的增强应力,作为自燃安全特性预测点。按此设计的发动机能在易着火范围内安全使用。     

二茂铁衍生物／极细高氯酸铵系高燃速复合推进剂的研究（1）

利用液体二茂铁衍生物燃速催化剂、极细（１．５μｍ）高氯酸铵、超细（０．１μｍ）铝粉和银丝等组合物，探讨提高端羟基聚丁二烯（ＨＴＰＢ）复合推进剂燃速的可能性，并研究了各组份及其组合物提高燃速的效果。试制了２，２－双乙基二茂铁丙烷（ＢＥＦＰ）和二－正下基二茂铁（ｄｉ－ｎＢＦ），并与其它试剂──二茂铁和固体氧化铁催化剂的催化效果和催化机理进行了比较。二茂铁衍生物与氧化铁催化剂都使高氯酸铵（ＡＰ）的高温分解温度向低温方向移动，但该效应与压力无关。另外，二茂铁衍生物催化剂不仅能提高燃速，而且有降低推进剂压力指数的效果，可能具有与氧化铁不同的催化作用。     

带后翼的固体火箭发动机流场分析

固体火箭发动机药柱经常有一复杂的几何形状，例如翼槽形，以使弹道性能最优化。这些形状形成一个复杂的三维流场，局部增大了推进剂燃烧、喷管烧蚀和绝热层侵蚀。本研究解决了一带１６翼的复杂内孔药形的稳态、三维非粘性流场。为便于计算，模拟了１／１６的发动机几何形状。结果表明，喷管区域存在环形流和旋流。流场分布表明，该区域壁上可能产生非对称热流。翼上的单位质量流率低于预测水平，将引起侵蚀燃烧。     

阿诺德工程发展中心航空推进系统试验所的结冰实验能力

评述了ＡＥＤＣ使用的结冰实验方法和可供选择的不同结冰实验方案，指出了在地面进行高空结冰实验设备的优点。描述了结冰环境和模拟结冰技术的条件。讨论了结冰系统喷雾装置、系统控制与操作以及试验结果。     

HARM 导弹吸气式推进系统研究

介绍了用空气涡轮冲压发动机（ＡＴＲ）替代ＨＡＲＭ导弹固体火箭发动机而提高性能的有关问题，包括改用ＡＴＲ推进系统的总体方案，合适的进气道与单转子涡轮机的设计等。改用ＡＴＲ的ＨＡＲＭ导弹，有效射程将有显著的提高。     

多脉冲固体火箭发动机述评

叙述了多脉冲固体火箭发动机在提高导弹射程、控制导弹速度等方面所显示出的优越性和灵活性,对该发动机的一些结构方案以及实施这些方案的关键技术的发展,也作了简要的介绍。     

海防导弹固体发动机的低易损性 Ⅲ 低易损推进剂

介绍了为达到低易损推进剂要求的粘合剂、填料的选择,讨论了坚韧耐损的推进剂的优良力学性能,以及对高能量刺激源响应低的特性。     

固体燃料冲压发动机研究的有关问题

固体燃料冲压发动机具有结构简单、能量高、燃烧稳定、可靠性高等一系列优点。多年来的研究和飞行试验证明,在将来的战术导弹中应用具有很大的竞争力。本文介绍了固体燃料冲压发动机研制中的特殊问题,包括燃烧和流动特性、固体燃料的侵蚀速率、火焰稳定和燃烧效率、进气道与燃烧室匹配等等。结论认为这些问题均已解决,并且得到了大量的基本工程数据,达到了液体冲压发动机的技术水平。