重型火箭下面级发动机基本参数分析

分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了任务要求以及一套重型火箭箭体结构方案.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案,包括推力量级、推进剂以及发动机循环方式的选择.采用面向对象的通用顺序化计算方法,建立发动机系统仿真模型,计算得到9个发动机方案的最高室压及功率平衡参数,分析了燃烧室压强和混合比对发动机性能的影响.经综合分析,建议重型火箭下面级发动机可选择推力4 500～5 000 kN富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机.      

基于单元法的三维装药通用燃面计算

提出了一种应用于三维装药的通用燃面计算方法——单元法。该方法认为装药由有限个体积微元组成,而燃面由有限个面积微元组成。在任一时刻,装药的燃烧可以看成是燃面上的面积微元沿其法向推进,而体积微元距离燃面的最近距离可以判定该体积微元在燃烧过程中是否燃尽,发动机装药的燃面通过对相邻肉厚的体积微分获得。采用该计算方法不仅避免了大量的数学公式推导,也避免了内型面标准几何体的复杂定义。燃面计算结果表明,其计算精度足以满足一般工程计算的需要。由于该方法方便快速,且能应用于任何三维装药的燃面计算,所以具有较好的应用前景。     

双脉冲固体发动机喷管传热烧蚀特性

为了研究双脉冲固体发动机喷管的传热烧蚀特性,由燃烧室压强及发动机推力试验曲线得到了喷管喉径的瞬变值,由FLUENT流体计算软件进行流固耦合传热烧蚀计算,得到了喷管瞬态温度分布、绝热材料热解炭化情况及碳/碳(C/C)喉衬瞬态烧蚀率,分析了脉冲工作过程及脉冲间隔时间对喷管传热烧蚀的影响.计算结果表明,脉冲工作过程中,绝热材料热解线、炭化线向材料内部扩展,喉衬烧蚀率不断增大;脉冲间隔时间内,喷管材料内部的导热使各处温差减小,温度趋于一致;第一脉冲的传热烧蚀与脉冲间隔的材料导热使第二脉冲工作时喉衬整体热沉小、内壁初始温度高、表面粗糙度大,从而导致较高烧蚀率.      

渗透壁面竖直平板Blasius流熵产特性

对渗透壁面竖直平板Blasius流层流边界层流动熵产及传热熵产与总熵产的比值(Bejan数)进行了深入研究,将耦合的动量与能量偏微分方程组通过相似变换转换为非线性常微分方程组,用Runge-Kutta法求解获得了无量纲流函数与无量纲温度的相似解,进而研究了无量纲参数对熵产及Bejan数的影响.结果表明:吸入时最大熵产位于壁面处,吸入速度越大最大熵产越大,熵产随相似变量的增加单调下降;喷注速度越大壁面处熵产越小;近壁面处熵产随变黏度参数增大而增大,远离壁面处随喷注/吸入参数或变黏度参数的增大而减小;远离壁面处Bejan数随喷注/吸入参数或变黏度参数的增大而增大,近壁面处与此相反;熵产和Bejan数随着辐射参数和Reynolds数增大而减小,随着Biot数增大而增大;Biot数在0~2范围内对传热熵产的影响很剧烈,Biot数较小时总熵产由流动熵产控制,Biot数较大时总熵产由传热熵产控制;熵产随滑移参数的减小而增大,Bejan数随滑移参数的增大而增大;Grashof数对熵产的影响较大,在较大的Grashof数条件下熵产随相似变量的变化较剧烈;滑移参数越大,流动熵产越小,Bejan数越大.      

正十四烷层流燃烧特性的实验

采用定容燃烧实验平台获得初始压力为0.1 MPa、初始温度为420、450 K和480 K,当量比为0.8~1.4工况下正十四烷/空气预混气层流燃烧速度和马克斯坦长度,并分析了初始温度、当量比等因素的影响。研究发现:初始温度和当量比的增加对预混气球形火焰稳定性影响较小,在初始温度为480 K、当量比为1.3工况下,火焰内部无裂纹或胞状结构;初始温度的增加能够加快火焰传播速度,促进火焰锋面形成,其影响在稀混合气中更为显著;随着当量比的增加,正十四烷预混燃烧火焰马克斯坦长度减小,火焰稳定性变差;随着初始温度的增加,正十四烷马克斯坦长度减小,无拉伸火焰传播速度和层流燃烧速度增加,另外,与RP-3航空煤油层流燃烧速度对比发现,正十四烷层流燃烧速度整体偏高。     

转台离心机动态半径测试方法的研究

精确测量离心机动态半径长度是离心机研制工作的关键和难点。根据动态测试理论要求与离心机的实际情况,提出了一种对线加速度模拟转台离心机动态半径进行测量的新方法。该方法选择了两个电容传感器,一个测量径向变化,一个测量轴向变化,组成双通道测量系统。介绍了该系统的数据采集与传输方法,论证了动态测试原理及其实验过程。实验结果证明,该系统对于动态测量范围可达到200μm,动态重复测量误差达到±0.5μm。此法可推广应用到其它类似的动态测试系统中。     

弹道导弹在被动段轴向加速变轨弹道设计与优化

针对在被动段脉冲发动机轴向加速变轨突防弹道计算建立了飞行动力模型,通过弹道仿真计算分析了脉冲发动机点火时间和脉冲发动机工作时间对弹道的影响.脉冲发动机总冲一定时,短时间-大推力模式下导弹的射程最大.在爬升段点火时,短时间-大推力导弹能量利用最高;在下降段点火时,长时间-小推力能量利用率最高.同时提出了脉冲轴向加速变轨突防弹道优化的约束条件,并对该问题进行了优化计算,优化后的发动机质量比优化前减少了24.87%.     

奥西里斯-雷克斯:太阳系的“考古学家”

小行星也是太阳系家族中一类成员。通过小行星探测,可以了解太阳系的起源和演化情况,认识小行星的构成和运行情况,为开发小行星资源或防范近地小行星撞击地球提供基础信息。本期特制作"小行星探测专题",对近期人类小行星探测的进展及成果进行总结,并对未来的探测活动进行展望,敬请关注。     

一种一二次雷达航迹相关的算法

目标航迹相关是雷达数据处理的重要部分，它是把获取的航迹信息与已知航迹比较并确定正确配对的过程。本通过对一次雷达和二次雷达数据的分析，提出了一次雷达和二次雷达航迹相关的相应算法。     

双脉冲固体发动机隔板预紧载荷数值分析

针对装配预紧力载荷容易导致双脉冲固体火箭发动机陶瓷隔板破坏的问题,利用ANSYS软件建立了陶瓷隔板组件的平面轴对称有限元模型,分析了陶瓷隔板与其支撑紧固件之间的相互作用。认为陶瓷隔板与紧固件之间接触压力引起的翘曲变形是引起破坏的直接因素,发现等厚度设计形式的陶瓷隔板对预紧载荷的承受能力不足,难以保证其安全装配。计算分析了各结构设计参数对提高陶瓷隔板预紧载荷承受能力的影响,发现修改紧固件结构成效不理想,较合理的方法是优化陶瓷隔板的设计形式,提高其预紧力载荷承载能力的同时兼顾较好的易碎性。