液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真

在不考虑传热传质的情况下建立了一种简化的贮箱模型, 并采用液体火箭发动机试验台气路系统通用模块化建模与仿真软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真, 计算结果与分析解和试验结果获得了较好的一致, 验证了软件的有效性和通用性.对两个系统的建模过程表明软件所采用的模块化建模与仿真方法适用于对复杂管网的建模, 在液体火箭发动机系统仿真上具有较好的应用前景.对贮箱增压系统的仿真表明, 合理设计PID控制参数并根据经验预置与额定流量相近的调节阀初始开度, 对于提高增压系统起动过程的平稳性有利.      

一种推进系统故障诊断反问题模型与算法

针对大型液体火箭推进系统故障诊断工作的需要, 建立了一种推进系统故障诊断反问题模型,并提出了基于遗传算法的反问题求解算法.在对故障诊断反问题的特点与困难及其求解方法研究的基础上,重点论述了基于遗传算法的反问题求解算法和基本过程.最后,给出了液体火箭推进系统故障诊断反问题求解的具体例子,表明所建立的推进系统故障诊断反问题模型及所提出的算法是合理有效的.      

空间飞行器推进系统的故障检测

文中采用基于人工智能条件下的专家系统知识，应用门限算法进行故障特性提取和相应的故障推理机制研究，在由大量小发动机组成的空间飞行器推进系统实验中进行应用，通过已有的实验数据，离线回放表明此方法具有实时检测功能，可以解决工程实际问题。     

利用改进时序模型提取空间推进系统特征参数

介绍了利用改进时序模型提取空间飞行器推进系统特征参数的方法，利用此方法，结合某飞行器推进系统试验的实测数据，提取出了相应的特征参数，并以此为基础得出了故障判据的阈值，数据回访表明此阈值较领域专家提供的阈值对“泄漏”故障更为敏感，结合多参数辅佐检测，可以很好地完成推进系统的故障检测功能，具有工程实用可行性。     

空间推进系统故障诊断专家系统研究

采用人工智能的方法,对空间推进系统进行了有效的分区,并利用文中介绍的组合红线算法进行故障判定,建立了空间推进系统故障诊断的专家系统。通过已有的实验数据、离线回放表明此方法具有实时故障诊断、事后故障分析、系统健康监控等功能、可以有效的满足解决工程实际问题的需要。      

液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法

提出了一种较为简单、灵活的用于液体火箭发动机数值模拟的计算模型建立方法，不需要改变编写过的软件，只要建立相应的输入文件，就可以对新的发动机方案进行研究，和其它方法相比，所建立的计算模型不是以发动机部件为基本单位，而是基于数学模型中的方程。利用该方法编写了发动机静态特性仿真软件，并对一个气氧－酒精试验台作了静态特性和稳态故障仿真，结果表明，仿真软件使用灵活，计算量小，求解速度快。     

用TVD方法模拟喷管内的横流流场

采用显式的ＴＶＤ ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式，并结合Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ的代数湍流模型和低雷诺数两方程ｋ－ε模型分别求解了喷管内横流流场的二维Ｎ－Ｓ方程，得到了与理论分析结果相近似的流场结构图谱，并对代数湍流模型和两方程模型得到的结果进行了比较，表明运用两方程模型所得到的结果稍好于代数模型。     

小流量高速离心泵的一种优化方法

建立了小流量高速离心泵机组的性能预测模型 ,分析了轮盘直径和辅助系统出口压力对小流量高速离心泵系统效率的影响 ,并以其为设计变量 ,建立了以泵机组的效率作为目标值的优化设计方法 ,在此基础上对一小流量高速离心泵进行了优化设计 ,效果显著。本文所采用的设计方法对小流量高速离心泵的应用与发展有重要工程意义。     

液体火箭发动机爆震波点火技术初步研究

对液体火箭发动机各种点火技术优缺点进行了对比分析,探讨了各种点火技术方案应用于未来先进推进系统的多管多次点火系统的可行性,讨论了各种点火技术应用方案的结构形式.对爆震波点火技术进行了初步研究,建立了气氢气氧爆震波点火的简化理论分析模型,对其在实际液氢液氧发动机中应用的具体方案进行了分析.分析结果表明,爆震波点火技术可以由低压混合气体产生高温高压的爆震产物,爆震波以高马赫数速度传播,迅速到达各点火位置.爆震波点火技术具备良好的同步性能和简单的结构方案形式,适用于液体火箭发动机多管多次同步点火.