高压液氧供应系统管路设计

高压液氧供应系统是我国压力最高的挤压式液体火箭发动机试验台的关键分系统。在系统设计过程中,通过合理布置管路,设计专用固定支架,采用自然补偿和堆积绝热技术,解决了高压低温推进剂系统管路设计中的难题。该系统顺利通过气密性检查和调试,经多次热试车考核,系统稳定可靠,满足设计要求。     

旋转发动机的喷管流场计算

采用时间相关法计算了旋转发动机的喷管气相流场,内部点使用 MacCormack 二步显格式,对入口边界和固壁边界点的参数计算,除采用了物理边界条件外,还采用了参考平面上的特征方程,计算结果表明:旋转效应沿着喷管轴向逐渐减弱,当转速不很高时,旋转对气相流场参数分布影响不大,可近似按不旋转计算;当转速很高时,应考虑旋转效应。     

火药起动系统双喉道管路特性分析

起动系统工作特性是液体火箭发动机研究的重点之一。对于采用火药起动器起动的液体火箭发动机,火药起动器后双喉道管路对起动系统的功效以及发动机的起动性能影响巨大。针对火药起动器以及起动器后双喉道燃气管路建立了计算模型,并通过试验数据对模型进行了验证。利用模型计算分析了火药起动器喷管喉部直径、起动器喷管扩张比、起动器及涡轮喷嘴喉径比等参数对火药起动器和燃气管路工作特性的影响。根据管路的工作特性,提出了一种双喉道燃气管路的设计方法。     

外流干扰对气动塞式喷管性能影响的数值模拟研究

本文首先对气动塞式喷管内外流干扰的机理进行了分析，在此基础上对流干扰对气动塞式喷管性能的影响进行了数值模拟研究，数值方法采用NND格式求解二维NS方程，对于不同的背压和来流马赫数条件进行量的数值实验，通过计算揭示了不同外流条件下气动塞式喷管的流动特征以及外流干扰对喷管性能的影响规律，本文的计算结果可以为气动塞式喷管的设计和性能预后提供参考。     

液体火箭发动机气动谐振点火技术的研究

基于对液体火箭发动机重复多次可靠起动的要求，气动谐振管的热效应可用来形成高温高能的点火源，对氢氧液体火箭发动机，研制了同轴氢氧谐振点火器，对包括氢氧推进剂的所有非自然液体火箭发动机研究了氦气谐振热表面点火器，研究结果表明这种新型的气动谐振点火技术是结构简单，高可靠性，无毒，无污染的非电钝感点火技术，对于重复多次起动的液体火箭发动机有着诱人的应用前景。     

固体火箭发动机喷管两相流动计算

采用MacCormark格式与特征线法联合的方法求解了固体火箭发动机喷管两相流场。在跨音速段,气相控制方程用基于MacCormark格式的时间相关法求解,粒子方程采用跟踪粒子轨迹的特征线法求解;在超音速段,气相控制方程用MacCormark两步显格式空间步进求解,粒子方程仍采用跟踪粒子轨迹的特征线法求解,两相充分偶合。在控制方程中考虑了三氧化二铝颗粒的相变。最后对JPL喷管进行了计算,并讨论了不同质量分数对流场的影响。     

微重力火箭气动加热计算

针对气动外形为曲线、锥（柱）旋转组合体的微重力火箭，采用半球－柱（锥）和后掠翼的气动加热计算方法及公式，分析计算了超高音速飞行状态下微重力火箭各特征表面上的热流及温度，并用一元平板传热模型和差分方法计算了箭体结构内部的温度分布，为箭体结构及热防护提供了有效的设计方法和可靠依据。     

固体火箭发动机燃烧室喷管统一流场计算

采用ＳＩＭＰＬＥ算法的可压缩形式求解固体火箭发动机燃烧室喷管内的全速度统一流场;在非交错的配置网格基础上用有限体积法离散Ｎ－Ｓ方程,采用强隐式算法（ＳＩＰ）求解线性代数方程组;采用边界标志法实现复杂几何形状下的多区域统一计算;采用喷管外型逼近法保障计算稳定性;通过与同类计算结果的对比表明：上述算法的组合能够成功地获取固体火箭发动机内流场的整体结构。     

智能技术在火箭管路系统研制中的应用研究

管路系统在火箭中布局在狭小空间内,不仅规格种类和数量多,且安装位置和安装接口极其复杂多样,给管路的敷设、制造和装配都带来相当的难度。近年来,国内外与智能技术相关的信息、计算机软硬件、控制和传感器等技术的飞速发展,为火箭管路系统的设计、制造以及高效率装配等提供了坚实的理论基础和技术保障。从国内外火箭管路系统在智能布局、智能制造和智能装配等方面入手,研究了智能技术在火箭管路系统工程应用的现实和前景。     

发动机起动过程中泵出口压力计算及分析

通过建立数学模型,对发动机起动过程中,当泵后主阀打开时,泵出口压力下降的原因进行了分析计算,认为是由于液体推进剂的加速流动导致泵入口压力大幅下降并在泵腔中引发短时汽蚀所致.     

气动增压器技术及其在空间推进系统的应用

液体火箭发动机用气动增压器技术在航天器推进系统中的应用,产生了一种全新的推进系统一气动增压式推进系统。介绍了气动增压器技术,分析了气动增压器技术应用于空间推进系统的优势和关键技术,并展望了应用前景。     

尺寸参数对气动液阀启动特性的影响

为气动液阀的启动过程建立了数学模型，分析了尺寸参数对该阀启动特性的影响。计算结果表明：在保证必要的工作寿命的前提下，适当地增大控制腔气孔的直径或增大靠近控制腔的活塞端面直径有利于提高该阀的响应能力。本文所得的结论有利于此类阀门的设计。     

喷管性能计算的软件实现

基于化学平衡和化学动力学理论，用C^ 和FORTRAN编写了液体火箭发动机喷管性能一维计算软件，软件建立了相关的推进剂数据和化学反应数据库，使计算很简便，针对某型号发动机进行计算，得到了特定条件下发动机的性能参数和化学动力学损失等。     

大型液体火箭发动机喷管数字化铣槽加工系统

针对大型液体火箭发动机喷管几何尺寸大、廓形复杂、结构刚度低致使其冷却通道加工质量难以保证的难题,提出一种集“测量-数据处理-铣槽”于一体的喷管冷却通道数字化加工新方法,并在开放式数控平台上开发出喷管专用数字化铣槽加工系统。该方法利用喷管几何外廓的实际测量信息再设计出槽底曲面,进而实现高次曲线或参数曲线廓形、变壁厚变槽深喷管冷却通道的数字化加工。通过某型号火箭发动喷管的实际加工,表明所研制的双通道立式铣槽加工专用装备与系统可满足我国新一代大推力液体火箭发动机喷管冷却通道高质量、高效、高可靠的制造要求。
     

气动外形设计的表面压力规范判据

本文介绍，验证并总结了一种全新概念的分析判据，用于测定在普通多维流，定常和非定常流，可压缩和不可压缩流状态下的流体气流分离。当要求在一定工作条件范围内防止气流分离时，新型计算公式提供了新的气动外形逆向设计方法。特别是所归纳出的分析公式可以很方便地用于检查任何特定表面压力变化的可靠性。     

大流量、高压航天反力式涡轮最佳通道气动设计

基于闭式补燃循环液体火箭发动机流量大的特点，欲设计效率水平高的航天反力式涡轮。因涡轮进出口压力均很高，而膨胀比小、载荷系数大，为保证较高的涡轮效率水平，对涡轮气动设计方法进行了优化。在涡轮进口总温、总压、转速和功率一定条件下，以AMDC／KQ涡轮叶栅损失模型为基础，依据涡轮中径的一维气动计算，对涡轮子午通道、叶栅通道及叶栅造型几组参数组合分别进行了气动设计的优化，研究了涡轮中径、叶高、叶栅稠度、导动叶喉宽匹配及动叶进口构造角对涡轮效率的影响，实现了涡轮效率水平最高。     

喷喉圆柱段对发动机性能的影响

本文介绍使用轴对称喷管流场计算程序计算固体火箭发动机喷喉圆柱段长度对发动机性能的影响,以及通过发动机实验对该计算结果的验证。研究结论是:喷管最好用圆弧连接上下游型面;如果必须有圆柱段,则应使 l/r_1<0.3为宜。     

锥壳受扭时等剪力强度设计及刚度计算

将受扭等截面空心圆轴剪应力和刚度计算公式推广到受扭矩的锥壳上应用，提出锥壳等剪力强度设计方法，使等式右边趋近于零，得到一元四次方程的近似有效解，用辛普生积分法求得扭转角的近似值，用实例进行计算，方法可用到受外扭矩锥壳的等剪力强度设计和计算。     

TY-3探空火箭突起物气动加热计算

采用平面斜激波理论、锥形流动理论、普朗特-迈耶膨胀流动理论和有关气动加热的理论方法，对TY-3探空火箭的尾翼前缘、气流导流块两突起物处的气动加热情况进行计算，计算结果与飞行实验结果作了比较，证明所采取的防热设计是有效的。