碳-环氧树脂复合材料三角形网格加劲壳的总体稳定性

碳-环氧树脂(C/E)复合材料三角形网格加劲壳是一种先进的宇航结构。其总体失稳临界载荷计算是设计中的一个重要问题。本文为这种壳体结构的临界载荷计算提供了一个计算方法。为了验证这个计算方法,本文给出了三个C/E复合材料三角形网格加劲圆筒壳的外压试验结果。临界外压的实验结果与理论予示相当一致。因此,本文提供的临界外压计算公式可供设计使用。     

富燃料膏体推进剂在燃烧喷头流动中的流-固-热耦合数值模拟

膏体冲压发动机燃烧喷头内存在流动、换热及热传导,是一个典型的流-固-热耦合问题。文中针对燃烧喷头耦合问题进行了数值模拟,得到了不同挤压压强、不同推进剂初温条件下,燃烧喷头的温度分布和喷头孔内的推进剂流动参数。计算结果表明,燃烧喷头温度的热传导对推进剂流量会产生较大影响,而燃烧喷头温度场分布与挤压压强、推进剂温度关系不大,同时燃烧喷头具有特定的稳定工作时间。     

槽道式冷却套的一维计算法

随着室压的提高和高能推进剂的采用,推力宣热流大幅度增加,这需要采用高导热系数材料制作的槽道式冷却套.计算冷却套的截面温度,除二维热传导方法外,还要求能有一个简便而又足够精确的一维计算方法.一维计算方法能获得与二维有限元计算接近的结果,且更为简便.     

推力室的喷管及套筒的气动传热研究

本文运用计算流体力学软件CFX和非稳态热传导的方法,对高空发动机98N推力室的喷管进行了流场计算和喷管外的套筒非稳态传热计算,也就是对喷管进行了气动传热研究。同时依据试车程序对喷管外的套筒进行了计算壁温和实测壁温比较。比较后表明:试车实测壁温和计算壁温变化趋势一致,其最高壁温值出现的时间和大小均一致。     

导弹横向弯曲振动特性的计算

本文给出了分析导弹弹体含有内部结构梁的横向弯曲振动特性的计算方法,特别是可用来计算导弹内部结构梁的局部振动频率和模态。文中给出了带有集中质量的铁木辛柯梁单元的传递矩阵和弹体含有内部结构梁的传递矩阵,分析了发动机药柱质量对弹体振动特性的影响。用本文方法计算某型号弹的横向弯曲振动特性,计算结果与试验测量值较一致。     

再入钝头体近尾流动计算

本文采用联立求解粘性剪切层和有旋元粘区的方法计算了再入钝头体层流近尾流场，有旋无粘区采用有旋特征线法计算，粘性剪切层采用改进的流管法计算，这两个区域间的基本流线上的压力，温度，速度等由两个区域迭代匹配确定，粘性剪切层的下边界区分流线采用的实验确定，回避了回流区复杂计算，计算结果与有关试验和文献一致，本文的目的是提供远尾流计算所需的颈部初剖面。     

导航离线复算中的零点偏差估算方法

为了验证弹上导航计算方案的正确性,需要研究遥测零点与弹上零点的一致性问题。通过视加速度建立零点偏差与导航速度偏差的关系式,给出一种基于导航方程的零点偏差估算方法。以某平台式惯导系统为例,给出具体的导航计算过程,包括视速度补充计算、工具误差补偿计算和发射惯性系导航计算。基于试验数据的计算结果表明,本文方法能够有效估算出遥测与弹上之间的导航零点偏差,对离线导航计算结果进行补偿后与弹上导航计算结果趋于一致,从而验证了弹上导航计算方案的正确性。     

战术固体火箭发动机药温测量研究

介绍了一种战术固体火箭发动机药温测量技术，测量系统主要由一个温度传感器和一个与嵌入式计算机相连的特殊的测量单元组成，该系统随某型号发动机进行了温度循环试验和温度冲击试验，同时用ANSYS软件对试验过程进行了模拟计算，试验测量结果与计算结果符合很好，还邮药柱等效温度概念和计算方法，并给出了通过发动机外壁温度和药柱内壁温度计算等效温度的拟合公式，发动机最后进行了地面试验，获得圆满成功，证明该测量系统是可靠的，具有实用价值。     

复合推进剂燃速压力指数与温度敏感系数的研究

推进剂压力指数与温度敏感系数的测定，常常因测量数据数量少，致使不确定度较大。为了解决该问题，将推进剂速压力指数与温度敏感系数的多次测量结果进行了综合统计计算，给出了这两个参的准确数值。文中分析了燃速测量精度对结果的影响，提出测量控制方法，指出不同区域燃烧速度压力指数的变化。建议小发动机测量应以验证药条结果为主。     

积炭辐射对固体燃料燃烧的影响

本文给出一个研究积炭辐射对固体燃料燃速影响的综合模型,该模型由几个子模型组成:用低雷诺数二方程k—ε模型计算流场输运问题,用旋涡—耗散模型计算湍流及化学反应问题,用二热流方法计算辐射传热问题,除对流和扩散外,输运方程还考虑了积炭的生成及氧化问题,以计算其浓度。该模型对PMMA燃料所作的计算与试验数据进行了对比,表明积炭辐射是确定固体燃料的热解速率最重要的因素。     

烧蚀防热层与结构耦合热传导分析的交替计算法

考虑到法向热流远高于气流方向热流的特征,烧蚀层简化为沿法线方向的一维移动相变边界传热模型,用有限差分法求解,而弹身、弹翼等结构则用三维有限元热传导模型求解。为了将专用的一维移动相变边界热传导分析程序与通用的三维结构有限元热传导分析程序相结合,引入了涂层—结构—涂层交替计算方法。通过交替计算,最终使烧蚀层与结构的界面满足温度相等、热流平衡的传热协调条件。采用自行编制的烧蚀层热传导计算程序结合通用有限元程序(NASTRAN)计算带有烧蚀防热涂层的弹身和弹翼两个算例,验证了交替计算的收敛性。     

对系统可靠度的不确定度的随机模拟计算

应用随机模拟(蒙特卡罗)方法对某系统可靠度的不确定度进行了模拟计算,同时对系统可靠度的概率密度分布、点估计、置信区间估计进行了模拟计算。结果表明:系统可靠度均值点估计与根据系统可靠度解析公式计算的结果一致,标准不确定度与根据不确定度传播规律合成计算得到的结果一致,且使用蒙特卡罗方法能得到系统可靠度的更多信息。     

基于马尔科夫再生过程分析阶段任务系统的可靠性

分析阶段任务系统（PMS）的可靠性是一项重要的工作。为了方便分析大部分已有的分析方法都假设阶段持续时间是确定的或者阶段内过程是齐次马尔科夫过程，这些方法不能够分析实际存在的大量一般的PMS。为此本文研究具有随机分布的阶段持续时间和阶段内过程是马尔科夫再生过程（MRGP）的一般PMS的可靠性分析。由于引入MRGP，一般PMS的阶段内活动可以是指数，确定或者其他一般分布。本文首先给出了一个实际有效的5元组模型框架来刻画该类PMS的动态行为，然后利用已有的MRGP分析方法，说明了阶段内条件瞬时状态占有概率矩阵的计算方法。为了避免为整个PMS构造一个巨大的MRGP，在假设阶段边界允许记忆丢失的条件下，本文给出了一个系统可靠性的有效计算方法，该计算方法是两步的分治方法，首先对每个阶段内的MRGP进行分析，然后利用分析结果通过矩阵乘获得系统的可靠度。通过本文给出的方法可以有效的分析一般PMS的可靠性。     

发动机喷管喉衬烧蚀及热结构工程计算

给出了一种理论模型和基本计算方法。采用有限元法对某固体火箭发动机喉衬结构的烧蚀量、瞬态温度场和应力场进行了理论计算,计算结果与实测值比较一致,喉部直径实测值与计算值相对误差约为2％。     

高空滑行期间燃烧室温度仿真方法研究

本文探讨了液体火箭发动机关机后燃烧室各部位温度仿真计算的方法。为了检验计算结果的正确性,应用该方法计算了某发动机高空滑行期间燃烧室头部、身部内壁、身部外壁、收扩段内壁、收扩段外壁的温度,并将仿真计算结果与高空飞行试验时的遥测数据进行了比较,比较后发现它们的变化规律一致。     

固体推进剂延伸率可靠寿命Monte—Carlo仿真计算

固体推进剂延伸率是影响固体推进剂性能的重要因素之一，本文采用Monte-Carlo方法，对固体推进剂延伸率随温度、时间的变化而改变进行了分析，给出了推进剂的延伸率的可靠度和可靠寿命的计算方法，并保证较高计算的精确性。最后，针对一具体实例进行计算，结果仿真结论与实际相符。     

表面裂纹问题的一个封闭形式解

通过本文给出的力学等效模型,三维的表面裂纹问题可化为二维的Hilbert型问题。表面裂纹对板中面不对称的效应是以作用在模型裂纹面上用指数多项式表示的分布拉伸和弯曲载荷来取代。由此,作为Hilbert型问题解的奇异积分方程是可积的,故推得一个封闭形式解。模型的另一个假设:在载荷作用下,裂纹前缘与板的自由表面相交的端点上,存在确定值的裂纹深度,从而使该点及其附近的奇异场参量可解。本文的计算结果与三维有限元解、包含Reissner理论的线弹簧模型解、有限元迭代法和Benchmark值等结果十分吻合。在表面层,本文所得的裂纹前缘的应力强度因子分布与Hartranft和Sih的三维裂纹板理论的结果,及Raju和Newman用细分表面层的有限元单元的精确解结果,非常接近。本方法计算量少、精确,便于工程应用。     

月球表面热环境数值分析

月球表面热环境的研究对探月活动有重要意义,本文用数值方法分析了月球表面的热环境.首先计算了不同纬度地区地表辐射平衡温度的周期波动,然后建立了月球地表土壤的一维非稳态热传导模型,用此模型计算了不同纬度地区地表温度的波动、月壤温度的波动及恒温层温度和深度,并讨论了月壤热物性对温度波动的影响.结果表明白天的地表温度主要取决于地表的辐射平衡温度,而夜晚的地表温度受到月壤热物性的影响.     

开口腔体电磁散射的CRE法计算

文章利用复射线展开法(CRE)来研究开口腔体目标散射问题。数值实现CRE方法及射线追踪问题时给出了简单有效的计算方法,计算了一个电大圆柱开口腔体的RCS,计算结果与模式法结果比较,吻合良好,说明CRE是一种省时有效的方法。     

基于蒙特卡罗方法的红外灯热流分布研究

采用蒙特卡罗方法针对我国航天器热平衡试验用红外灯的热流分布进行了研 究。对红外灯能束辐射过程的物理模型进行了分析,建立了能束辐射随机位置、随机方向的 数学模型和灯丝温度计算模型,给出了辐射波长、灯管反射率、吸收率、透射率的确定方法 ,进而提出了红外灯热流分布计算流程。在真空低温环境下进行了红外灯热流分布测试,将 预测结果与试验结果进行了对比,偏差在5％以内。采用本文的分析方法计算了某型号卫 星试验用红外灯阵的热流分布,结果满足试验要求。该方法可以作为红外灯阵优化设计的技 术基础。