N_2O自增压贮箱的动态供应特性

建立了氧化亚氮(N_2O)贮箱自增压模型并完成了模型校验,获得的贮箱压力计算值与实验结果吻合良好。针对自增压贮箱供应液态介质时的动态工作特性开展了仿真计算,结果表明:在相同的质量流量下,供应液态推进剂比供应气态推进剂更有利于维持箱压和流量稳定;受蒸发吸热作用的影响,自增压贮箱在供应过程中压力总是呈下降趋势。给贮箱加热有利于减缓其压力的下降速度,但存在压力响应滞后、换热面积减小等问题,不易获得稳定的动态供应压力。     

液氧煤油发动机蒸发器路单向阀结构优化

在某次液氧煤油发动机试车中,由于蒸发器路单向阀调整流量小于设计流量,导致单向阀阀芯发生颤振,从而在发生器氧系统引入激励源,引起发生器供应系统的耦合振荡,发动机结构振动大幅增加,导致试车中止。根据发动机使用要求,对单向阀结构进行了结构优化。通过AMEsim软件对优化后单向阀进行的仿真分析及试验验证,表明优化措施有效。优化后单向阀参加发动机热试考核,工作正常。     

磁悬浮控制力矩陀螺高速转子高频自激振动的抑制

磁悬浮控制力矩陀螺（CMG）中转子一阶弹性模态自激振动是影响磁悬浮高速转子系统稳定性的关键因素之一.自激振动通常可以采用陷波器（NF）进行抑制,然而引入NF或改变其参数以及转子转速的变化均会改变模态自激频率,因而难以直接准确地确定NF参数.本文提出一种仿真确定NF参数的方法,通过转子弹性模态缩减建模和模态参数确定得到准确的弹性转子动力学模型,进而采用闭环仿真优化确定NF中心频率和极点阻尼.采用该方法设计的NF有效抑制了转子的高频弹性模态自激振动,使得磁悬浮CMG转子可以稳定升速到24000r/min.实验结果验证了该方法的实用性和有效性.     

悬臂斜坡喷注器流场结构与混合特性

为了探索高马赫数下激波诱燃冲压发动机前体/进气道燃料/空气混合的精细流场结构和混合增强机理,采用隐式方法,对悬臂斜坡喷注器进行了三维RANS仿真,得到了喷注器流场的精细结构。仿真结果表明,由于斜坡的作用,流场中产生了激波、膨胀波、流向旋涡等现象。气流经过斜坡时产生了斜激波,并在斜坡边缘处发生膨胀;斜坡侧壁附近在压差的作用下产生了流向旋涡,流向涡在向下游发展过程中卷吸空气,从而增强了混合,但斜坡的存在加大了流场的总压损失。     

瞬变流速作用下姿控发动机燃料管路的非线性振动特性分析

为研究瞬变流速激励下某型卫星姿控发动机燃料输送管路的非线性振动特性,采用加权余量法和四阶Runge—Kutta法对燃料输送管路的非线性液固耦合振动模型进行了数值仿真,研究不同燃料流速下、电磁阀开关时长对燃料管路非线性振动稳定性的影响。仿真结果表明,依据管路特征线可将管路振动分为稳定振动区和不稳定振动区,且不稳定振动主要表现为发散失稳和扩张失稳。当电磁阀开关时长处于失稳区时,电磁阀门开启时长引起的燃料管路不稳定振动为多频率、变幅值的动态扩张失稳,且燃油流速增大是影响管路振动扩张断裂的主要因素;电磁阀门关闭时长引起的燃料管路不稳定振动为单频、变幅值扩张失稳。     

连续波激光推力器稳定工作条件的解析计算模型

连续波激光推力器工作需要稳定的等离子体以吸收激光。为得到推力器中等离子体稳定维持的参数条件,根据吸收室内绕等离子体区域流动的流场特征,考虑高温状态下工质的热物理性质、激光吸收和辐射效应,建立了推力器吸收室内的能量平衡模型,该模型包含入射激光功率、推力室压强、等离子体区核心温度以及工质质量流量等参数。计算表明,该模型所得稳定质量流量随压力、激光功率的变化趋势与实验结果一致,并解释了稳定质量流量区间存在的原因。     

基于AMESim的姿控发动机压力振荡传递特性研究

扰动压力在发动机液路中传递时,会引发燃烧室和供应管路耦合振荡,进而导致系统失稳。基于AMESim软件建立姿控发动机仿真模型,在供应管路和燃烧室两种压力扰动输入条件下,通过计算液路压力扰动率,分析了中频不稳定压力振荡传递特性。结果表明:供应管路压力扰动向下游传递时呈线性增长,燃烧室压力扰动向上游传递时迅速衰减。受激振荡压力幅值随振荡频率的增加先增大后减小,并存在谐振峰值。燃料管路对供应压力扰动敏感性较高,而氧化剂管路则对燃烧室压力扰动敏感性较高。扰动压力在谐振频率附近影响较大,系统受激振荡剧烈,而受到其他频率影响较小。     

推进剂喷注器动态特性对燃烧稳定性及效率的影响

本论文对推进剂喷注器动态特性及高能燃烧室中喷注器不稳定工作对燃烧稳定性和效率影响的研究结果进行了综合评述。已经发现,燃烧室中的工作过程随喷注器幅频和相频特性变化的响应可以作为认识不稳定机理的判断依据。利用改变喷注器动态特性而不改变喷注和混合过程稳定因素的方法,已逐步发展了一些获得稳定性的计算方法。充分的研究表明,自激的或诱发的喷注器不稳定工作都可导致雾化和混合过程的充分变化,并能提供一个更均匀、可燃烧的混合物,同时也延长了燃烧区。     

减压器开启过程内部流场的动态仿真和特性研究

针对自主研制的大流量气体减压器,以研究其开启过程内部流场的变化和动态特性为目的,建立了减压器工作过程的二维数学模型,采用动网格技术和流固耦合仿真技术,将气体的流动和活动组件的运动耦合起来,实现了减压器开启过程中内部流场的动态仿真。同时,通过对流场中不同位置参数的监测,进行了基于动态流场的开启过程动态特性研究。     

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.     

航天器动力学环境试验综合测试系统的设计思路

文章简要介绍了动力学环境模拟试验综合测试系统的原理、构成及关键技术,给出了大中型动力学综合测试系统硬件平台及应用软件系统的设计思路.     

结构动力学模拟试验计算机测试系统现状及发展趋势

文章简要介绍了结构动力学模拟试验计算机测试系统的原理及技术演变过程,对该领域的技术现状及发展趋势作了探讨.     

增塑剂对双基推进剂动态力学性能的影响

用动态热机械分析方法考察了NC含氮量、液态含能增塑剂DDXZ和NG以及固态增塑剂P对双基推进剂动态力学性能的影响.双基推进剂具有高低温2个力学松弛过程,即α-转变和β-转变.发现β-转变的tanδ峰温随NC含氮量的增加而下降,混合液态增塑剂NG/DDXZ中NG的比例增大时,β-转变的tanδ峰温上升,α-转变中tanδ峰温和峰值都提高.随着固态增塑剂P含量的增加,高温α-转变的tanδ峰温下降,峰值增大,柔量亦增大.     

SJ-1双基推进剂老化性能的动态力学表征

采用动态热机械分析法测定了SJ-1双基推进剂的动态力学性能,表征了其在65℃下的老化性能。在低温段(-10~40℃),随着老化时间的增加,损耗角正切tanδ值有明显下降,β松弛峰也越来越明显。SJ-1推进剂的α松弛的tanδ峰温、动态柔量(J′和J″)的值以及动态模量(E′和E″)、动态柔量(J′和J″)主曲线的叠合垂直位移因子与老化时间存在一定规律。通过TG-DTG试验发现,随着老化时间的增加,试样在183℃的质量损失逐渐减小,说明了增塑剂含量随老化时间增长而减小。因此,除了因结构松弛造成的“物理老化”外,部分增塑剂的逐渐挥发是造成上述各力学损耗量随老化时间下降的又一主要原因。     

液体火箭发动机泵的POGO气蚀动特性试验研究

为获取液体火箭发动机泵的POGO动特性参数,围绕泵的气蚀动特性开展了一系列试验研究。首先描述了试验系统,阐述了试验原理;其次,以泵入口0.5 MPa工况为例,介绍了试验数据的分析过程;最后,结合试验数据给出了气蚀柔度、动态增益等动特性参数的试验结果。结果表明,在泵入口压力0.25～0.86 MPa范围内,无量纲气蚀柔度约为0.6～2,动态增益主要集中在2～5,最高达到13。     

大型环模器载人试验容器环控系统温度调节过程的数字仿真

文章分别推导出大型载人试验容器环控系统温度调节各单元的动态数学模型;采用这些模型对温度调节过程中的各单元及整个过程在 Matrixx 软件上进行仿真,根据仿真结果对原设计的调节情况进行评估并提出了改进意见。     

卫星三平面法动平衡试验方法及在轨实践

对于安装低转速、大质量旋转载荷的卫星而言，旋转舱体的动不平衡对其在轨的姿态稳定性有重大影响，因此动平衡试验是该类卫星的重要试验之一。提出基于立式动平衡机的三平面动平衡试验配平方法。与传统配平方法相比，该方法从动不平衡的原理出发，能够充分解耦静不平衡量与偶不平衡量，有效减小配平次数、降低配平质量并获得更优的动平衡指标。该方法通过某型号批产卫星的试验实践，卫星在轨运行良好，验证了该方法的有效性及实用性。     

非线性系统的块对角控制器设计及其应用

定义了非线性系统的块对角模型；根据奇异摄动理论，将模型受控变量以时间尺度基准进行分离，形成慢变快变等结构。所设计的控制系统呈多环结构，每一层子系统(外环层)期望的稳定输入信号做为内环层的期望输出，该期望输入信号满足所设计的该层Lyapunov函数稳定要求，层层递推，最终设计出非线性系统的稳定化控制规律。若存在零动态，则其应稳定；设计的结果已经被一战术导弹的数学仿真所证明。     

卫星动力学环境试验数据库系统的设计与实现

文章在对卫星动力学环境试验数据库的需求进行分析的基础上,提出了数据库系统的总体设计框架和模块结构设计,并介绍了它的多元化分析整体设计过程。系统的总体框架分为4层：数据获取层、数据存储层、逻辑层和客户层。模块主要分为：入库与出库模块、查询模块、报告生成模块、功能接口模块和模态虚拟试验平台模块。该数据库现已应用于卫星动力学环境试验中。     

航天器跳跃式返回的再入动力学特性仿真

深空高速再入返回是航天返回技术面临的新问题。研究采用跳跃式返回方式解决高速再入产生的高过载、高热流峰值问题。建立了完整的航天器再入大气层飞行动力学模型;依据航天器跳跃式返回飞行剖面和返回飞行的运动特性,将再入大气过程划分为初始再入段、初次再入下降段、初次再入上升段、大气层外飞行段和二次再入段,详细研究了各飞行段航天器的动力学特性,简要分析了各阶段的制导任务。通过分析仿真结果,初步摸清了航天器深空飞行跳跃式再入动力学特性。