- 辜建辉，徐启阳，李再光，陈殊殊
激光推进是激光技术与航空航天技术同时得到较大发展后，于７０年代初提出来的一种全新的推进方式。激光推进可以同时克服化学推进中自然燃烧极限的限制和核能推进中推力／质量比率低的缺点，可以获得约２００００Ｎ·ｓ／ｋｇ的比推力，推力／质量比率为化学推进的典型值。文中报道了激光推进的基本原理与技术、发展概况、主要问题及应用前景等。
1995年02期 [查看摘要][在线阅读][下载 274k] [下载次数：505 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：22 ] |[阅读次数：0 ] - 张如洲，李葆江，郑晓平
介绍了用中止燃烧试验方法研究加速度对合铝复合推进剂燃烧特性的影响。结果表明，固体推进剂的加速度效应，最初是一种特殊的动态过程，在熄火后的药柱燃面上可观察到形状各异的凹坑，由凝聚铝粒子在燃面上滞留造成，它使向药柱的热反馈大大增强，结果导致燃面增加，燃速增大。根据研究结果，导出了燃速增量的三个表达式，即热效应燃速增量、增面效应燃速增量、压强效应燃速增量与时间的关系。
1995年02期 [查看摘要][在线阅读][下载 401k] [下载次数：140 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：13 ] |[阅读次数：0 ] - 于胜春，蔡体敏，何洪庆，张兆源，王思民
介绍了整体级概念及强制偏流喷管，分析了喷管内的流场与外界压力变化的关系。在实验参数相同的条件下进行了与普通锥形喷管的对比实验，并测定了在发动机工作过程中扩散段的压力变化。结果表明，该喷管具有良好的推力性能和自动补偿外界压力变化的能力。
1995年02期 [查看摘要][在线阅读][下载 193k] [下载次数：165 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：17 ] |[阅读次数：1 ] - 黄守龙，王祖尧，马大为
给出了前倾斜腔、矩形空腔和后倾斜腔三种结构的四空腔迷宫密封实验结果。通过数值求解非定常Ｎ－Ｓ方程，预测了上述三种结构的单空腔迷宫通道的内部流动。计算结果表明：后倾斜腔结构内部是稳态流动，而对于前倾斜腔和矩形空腔结构，流动表现为总体结构的基本稳定和局部结构的不稳定，局部不稳定的强弱顺序依次是前倾斜腔、矩形空腔和后倾斜腔的迷宫结构。通过分析局部结构不稳定对减小泄漏的作用机制，说明不稳定效应的强弱是造成密封效果优劣的重要原因之一。
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对少烟丁羟复合推进剂在高压下的燃烧性能、能量特性和微波衰减特性进行了实验研究。研究得出：少烟丁羟复合推进剂在１７～１８ＭＰａ以上压强时存在燃速突变现象，但不会引起发动机工作任强失控，而且通过调整弹道改良剂可以降低推进剂高压压强指数；少烟丁羟复合推进剂高压海平面实际比冲可以突破２４５２Ｎ·ｓ／ｋｇ；该推进剂的微波衰减强度只相当于普通双基推进剂的水平，比（有烟）丁羟复合推进剂和改性双基推进剂低得多。
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探讨了以火药燃气作为工质的运载火箭中所用的冲击式涡轮效率提高的途径。给出了具有小反力度冲击式涡轮效率的计算方法和火药燃气中含有微粒流时冲击式涡轮效率的选代计算方法。对四种情况下计算结果进行了对比分析。计算结果与试验结果符合良好。
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介绍了脉冲激励法（锤击法）模态试验系统。该法设备简单，使用方便，移动施力部位容易，可以在不允许安装激振器的部位实现激振，具有许多明显的优点。试验结果可提供给导弹总体设计部门，以检验发动机与弹体配匹的结构动态特性，并可供发动机振动分析之用。
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采用ＳＩＭＰＬＥ方法对固体火箭发动机喷管进行了纯气相流场的数值模拟。推导了建立在同位网格之上利用协变物理速度分量为计算变量的离散方程；采用协变物理速度分量推导压力修正方程；对密度采用一阶迎风格式插值，将ＳＩＭＰＬＥ方法扩大到计算可压流动。计算结果表明：本方法计算精度高，收敛速度快、程序编写简单。
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以分子拓朴指数（分子价连通性指数）作为分子结构的数值化方法，定量地研究了某些硝胺和脂肪族硝基化合物的冲击波感度（ＳＳ）与分子结构的关系。结果表明，零级和一级分子价连通性指数与冲击波感度之间线性相关系数均大于０．９５。由此可以看出，将分子拓朴指数引入含能化合物的结构与性质的相关性研究是可行的。
1995年02期 [查看摘要][在线阅读][下载 205k] [下载次数：60 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：5 ] |[阅读次数：0 ] - 陈林根，孙丰瑞，陈文振
闭式布雷顿循环在航空航天电源系统中有着应用前景。文中用有限时间热力学方法研究恒温热源不可逆闭式简单布雷顿循环的性能，导出其最佳功率与效率间的关系，所得结果比经典热力学优化结果更具意义。
1995年02期 [查看摘要][在线阅读][下载 161k] [下载次数：406 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：4 ] |[阅读次数：0 ] - 崔济亚
随着实际压气机压比不断增高，按定比热等熵指数ｋ＝１．４的算法，误差越来越大。文中按照给定或实验测定压比、初温、终温的命题，给出计算效率的正确变比热算法，并按压比５至３０分档作出算例。同时检验出，如简单地按初温终温求ｋ算效率误差很大，几乎与定比热法同一量级。工程中常年用定比热已久，如何给出简便校正方法，尚待研究。
1995年02期 [查看摘要][在线阅读][下载 195k] [下载次数：439 ] |[网刊下载次数：0 ] |[引用频次：11 ] |[阅读次数：0 ] - 赵文涛，周进，王振国，庄逢辰
通过一个简化的物理模型，运用计算流体动力学分析方法，研究了液体火箭发动机的不稳定燃烧现象，验证了该模型及分析方法的简捷和有效性。描述发动机燃烧室内气相流动过程的控制方程是非稳态准一维欧拉方程组，液相则用拉格朗日方法描述，方程组中的源项反映了气液两相耦合及液雾蒸发燃烧的影响。针对不稳定燃烧的机理，考察了压力脉动随着时间的推进对声学扰动的敏感性。计算格式采用两步积分的预测校正法进行选代求解。
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通过对火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟系统的理论分析和实验研究，提出了扩大ＧＳ－１高空模拟试车台试验能力的几项新方案。
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采用非接触测量体积模量系统，测出了复合固体推进剂在不同温度下的体积松驰模量和体积蠕变柔量，并依据时间－温度等效原理迭加拟合求得了体积模量主曲线和温度移动因子的数学表达式，其结果可为发动机药柱结构完整性分析提供依据。
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分析了影响叶尖间隙的诸因素，提出了计算瞬变状态下叶尖间隙变化的方法，并以某发动机为例，计算出一级压气机在不同工况下的间隙量，给出了间隙随时间变化的曲线图。
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采用全息方法对流动环境中实际喷嘴的喷雾场进行了大量的实验研究，获得了在不同工况下喷雾场液滴尺寸分布、液滴运动速度及运动角度和空间分布等许多实验结果。这些结果给出了喷雾特性随喷雾压力、气流速度和喷嘴尺寸等因素的变化特点，揭示了喷雾场中液滴速度及角度的分布规律，为喷雾运动的计算提供了有用的数据。
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