单模块超燃冲压发动机一体化流场数值计算

采用数值计算方法求解了单模块超燃冲压发动机内外流一体化流场，得到了流场详细结构和单模块发动机的性能参数，并对不同工况下的发动机性能进行了对比研究，探讨了发动机在有、无进气道侧压情况下的性能差异，分析了其中的原因。计算结果表明，研究工作中所发展的数值计算软件可以用于超燃冲压发动机的一体化流场计算，正确给出发动机的各项性能。计算结果还显示了发动机设计模型中存在的不足。     

火箭弹计算机射表编制方法

提出了火箭弹计算机表编制方法，建立了火箭弹弹道计算机仿真物理和数学模型，并对相关技术问题进行了探讨，给出了部分计算结果。本文列举了计算机射表软件的八大功能。火箭弹计算机射表对火箭弹研制、试验和使用具有重要意义。     

战术火箭/固体火箭发动机一体化优化设计

在综合考虑发动机内弹道性能与火箭外弹道关系的情况下，融内外弹道为一体，系统分析了发动机装药参数，燃烧室设计参数、喷管设计参数、尾翼参数对发动机性能及全弹性能的影响，针对远程战术火箭，建立了火箭总体／固体火箭发动机一体化优化的模型。在所建模型基础上，以火箭弹总体性能最佳目标，对总体和发动机设计参数以及药柱几何参数同时进行优选，完成了九个变量的寻优计算，取得了满意结果。     

H2O2固液混合发动机燃烧流动计算分析

建立了H2O2固液混合发动机催化分解、PE燃料热解和热解气体与氧化剂分解气体扩散燃烧的综合模型，根据发动机实际工部采用可压SIMPLE方法计算了发动机二维燃烧室内流场，对燃烧室流场的计算结果与燃烧室热力计算结果进行了对比，证明内流场的计算结果符合实际情况，根据燃烧室内流场计算结果，分析了固液混合发动机试验中出现的氧化剂入口附近燃料表面燃烧局部强化的现象。     

航天器发动机羽流对敏感器热效应仿真研究

采用差分求解N-S方程与DSMC方法相结合的方法,研究了航天器单台发动机连续工作情况下真空羽流对航天器敏感器的热效应。首先通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场,然后应用DSMC方法对喷管出口外轴对称羽流场进行计算,最后将轴对称羽流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,在并行计算机平台上进行三维羽流场和热效应计算得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对敏感器的热效应。以两个敏感器为例,对仿真结果进行了分析和比较,并得出了相应结论。     

固体火箭发动机尾焰流场特性研究

针对某固体火箭发动机,对二维轴对称尾焰流场进行数值模拟,并考虑复燃化学反应和Al2O3颗粒运动的影响。计算得到了尾焰射流的温度场和组分分布图,将计算结果和地面实验结果进行对比,对尾焰流场主要特点进行分析。结果表明复燃化学反应主要发生在燃气空气混合区域,化学反应使复燃区域温度升高约250 K。该计算方法能反映出尾焰复燃流场的主要特点,可为固体火箭发动机尾焰红外特性的计算提供流场基本数据。     

固体火箭发动机喷管效率计算

采用半经验法计算了固体火箭发动机喷管的效率，即用计算流场的方法确字喷管二维两相流损失和边界层损失，用SPP经验法预示了喷管的化学动力学损失，喷管烧蚀损失和喷管潜入损失。利用该方法对几个实际固体火箭发动机喷管效率进行了计算，计算结果与实际结果比较符合，精度偏差在1％之内。     

固体火箭发动机喷流红外辐射实验及计算研究

介绍了缩尺固体火箭发动机不含铝推进剂喷流红外辐射的测量方案、测试设备与测量结果的分析及结论,并对不含铝推进剂喷流的流场和红外辐射场进行了计算。实验分别从与喷流方向成60°、90°、120°夹角位置测量了同一尺寸缩尺火箭发动机使用不含铝粉固体推进剂时、在约90kPa和5kPa两个环境压力下缩尺火箭发动机燃烧室压力以及喷流的红外辐射强度,并对喷流流场进行了显示。本文给出了缩尺火箭发动机实验时,不同环境压力状态下,喷流在2.7μｍ波段(波段一)和4.3μｍ波段(波段二)两个波段的红外辐射强度以及喷流流场图像,同时给出了在对应状态下的流场计算及红外辐射计算的结果。实验的结果验证了计算方法的正确性。     

航天器发动机羽流对太阳电池板力及热效应仿真

文章将差分求解N-S方程与DSMC方法相结合,研究了航天器单台发动机连续工作时的真空羽流对航天器太阳电池板的力效应和热效应。通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场;再以内流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,应用DSMC方法,在并行计算机平台上进行三维羽流场和力及热效应计算,得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对太阳电池板的力效应和热效应。文章以太阳电池板处于斜45°状态为例,对仿真结果进行了分析。     

仿真技术在球阀特性研究中的应用

航天领域火箭发动机上的球阀性能要求高、工作条件恶劣,对球阀流场分布特性、流量系数特性和力矩特性的研究一直是关注的焦点,要得到较为精确的计算结果又节省大量试验经费,对球阀流场进行仿真研究是有效途径.以液体火箭发动机用球阀为例,建立了三维稳态仿真数学模型并进行仿真计算,然后与试验结果进行比较,验证了计算模型的正确性.     

电缆屏蔽金属网屏蔽效能的工程计算

金属网由于柔韧性好、使用方便等优势而在电缆屏蔽工程上得到广泛应用。本文对电缆用的金属网屏蔽效能进行工程计算,通过计算,对金属网不同材料、不同规格、单层与双层屏蔽及有缝隙情况下的屏蔽效能进行比较与分析,对工程应用有一定的指导意义。     

多自由度微振动环境时域波形复现的数值仿真

为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。     

降落伞特性对伞舱系统运动稳定性的影响

建立了伞舱系统刚性连接和弹性连接时的数学模型,针对联盟号飞船回收系统进行了动力学仿真。分析了降落伞侧向力系数、吊带长度、降落伞和载荷质量比以及吊带性质对伞舱系统运动稳定性的影响,其结论可为伞舱回收系统的设计提供参考。     

MBD技术在航天器研制中的应用探讨

概述了基于模型的定义(Model-based Definition,MBD)技术的研究和发展,分析了以MBD为载体的特征演化过程,作为航天器设计-制造一体化协同实现的基础。从MBD在航天器研制中的应用需求出发,构建了MBD协同平台框架,探讨了MBD模型成熟度管理的协同设计方法,提出了应用MBD研制模式所面临的技术、管理等问题,并给出了相应的建议。     

目标光学伪装效果评价方法分析

对现有伪装效果评价方法进行了简要分析,旨在形成更加科学合理的伪装效果评价方法。认为伪装效果主要表现在两个方面,一是目标本身暴露特征的降低或消除;二是目标与背景的融合程度。因此伪装效果评价也应从这两个方面进行分析。另外目标是否被发现,除了目标特征与背景特征是否一致等客观因素,还与观察判别人员的知识、经验以及分析判别能力等主观因素有关。     

塑封微电路老炼研究综述

文章介绍了塑封微电路在高可靠性领域的应用,塑封微电路可靠性研究的现状,以及塑封微电路老炼研究在塑封微电路可靠性研究中的地位。具体分析了商用塑封器件老炼当前所面临的主要问题,其中重点介绍了随着器件集成度和工艺水平的提高,元器件漏电流的增加和元器件参数差异增大是老炼研究中不可忽略的因素。针对上述问题,指出了塑封微电路老炼过程热稳定研究的迫切性,尤其对我国高可靠应用领域,并介绍了国内外相关研究现状和我国在这一领域的差距。     

火箭推进剂液体晃动关机响应的数值仿真

本文采用VOF方法对火箭发动机关机阶段所引起的液体晃动进行了数值仿真，以氧化剂贮箱为例，得到了贮箱无阻尼环和带阻尼环时的晃动仿真图和液体质心变化曲线，检验了VOF方法处理碎波的能力。     

采用经纬仪测量航天相机视轴的方法分析

在卫星地面总装时,需要测量航天相机视轴之间以及相机视轴与其他敏感仪器或整星坐标系坐标轴之间的角度关系。文章以某线阵CCD相机的安装测量为例,介绍了使用经纬仪系统确定航天相机视轴的方法以及相机与相机之间、相机与整星坐标系坐标轴之间角度关系的测量。分析中对相机的光学系统进行了简化,重点介绍了测量方法的数学模型,并通过误差传递公式分析了测量精度,最后针对该测量方法的不足提出了改进措施。     

航天器外伸结构的非线性特性

针对一类板式航天器外伸结构非线性振动的特点 ,建立了合理的结构模型———悬臂板 ,并且运用双边解析法研究和分析了悬臂板非线性振动的动力学特性。该方法的关键在于两个包含三角函数和多项式组成的梁函数 ,其中一个梁函数满足一边自由、一边固定的边界条件 ,另一个梁函数满足两边自由的边界条件。然后利用分离变量法推导出了悬臂板非线性振动的动力学基本方程 ,并给出了非线性振动的幅频关系。实践证明 ,这种方法对分析航天器大型外伸结构的非线性振动特性具有重要的现实意义。     

导弹折叠翼展开机构运动功能可靠性分析

通过建立等效动力模型得出导弹弹翼展开机构的运动规律，进而对弹翼展开机构进行动态静力分析。针对某型飞航导弹的折叠弹翼展开过程，对机构运动功能可靠性进行了较为全面的探讨和研究。该方法可用于 飞行器分离机构，展开机构和折叠机构等的可靠性分析。