气动谐振管点火技术研究

为了发展液体火箭发动机的气动谐振管非电点火新技术,提出了一种新颖的组合喷嘴混气谐振加热方案,并介绍了所研制的氦气谐振热表面点火器和同轴氢氧谐振火炬点火器,给出了气动谐振管点火器工程设计的一般原则和相关参数的选择。     

多杯圆形辐射器方向图分析计算

利用矩量法和几何绕射理论(GTD)分析计算多杯多模圆形辐射器的辐射场.辐射器中心波导为圆波导,由TE₁₁模激励,带有若干个同轴杯.首先利用等效原理和矩量法计算嵌在无限大金属板上圆形辐射器的等效磁流分布,允许各波导区域中有任意多个高次模式存在,利用傅里叶变换法求得其辐射方向图,然后把该辐射场作为有限圆形接地板边缘的入射场,利用GTD计算圆接地板边缘对辐射器方向图的贡献.具体分析了三杯圆形辐射器的方向图,计算结果与实验结果吻合良好.      

叶片前缘旋流和常规冲击对比数值研究

为了寻求更好的叶片前缘内冷结构,对旋流冲击和常规冲击的流动和传热特性进行了数值模拟,对比研究了二者的涡流结构、传热强度、流动阻力、综合传热性能和热均匀性,研究了通道Re数和冲击间距对这些参数的影响。结果表明旋流冲击形成的旋涡有利于传热的增强和热均匀性的提高。在所研究的Re数（2×104~7.78×104）和冲击间距（3.3~5倍直径）范围内,旋流冲击与常规冲击相比平均传热增强18%~34%,增幅随Re数和冲击间距的增大而增大;流阻增大10%~26%,增幅随Re数和冲击间距的增大而减小;综合传热性能增强20%左右;热均匀性提高60%左右。     

机载雷达天线的零值填充技术

本文叙述了制导对机载火控雷达天线方向图的要求。介绍了零值填充天线。提出了几种实现零值填充的设计方案并进行了详细的分析。最后,得出了几点结论。     

部分喷嘴关闭对预旋供气系统参数均匀性影响的计算

为了研究部分喷嘴关闭对预旋供气系统的供气流量和供气温度及其均匀性的影响,采用稳态的固定转子相位法对180°旋转盘腔进行了数值模拟,并通过改变转子相位的稳态计算来近似模拟瞬态问题的时空变化特性。结果表明:在设计点工况(系统压比为1.32,旋转马赫数为0.678)下,喷嘴流通面积关闭14.3%时,引气总流量和供气总流量分别下降10.9%和9.9%。单个供气孔流量的波动幅度由1.1%增大为5.4%。供气的相对总温降低1 K左右,波动幅度由约0.5 K增大为1.5 K。     

等效导纳模型分析航天器VHF/UHF频段屏蔽效能

针对VHF/UHF频段航天器舱体屏蔽处理难度大的问题,提出一种基于等效导纳模型的屏蔽效能分析方法。该方法将屏蔽舱体孔缝等效为波导结构,基于变分法原理建立水平电容和垂直电感模型,对参数失配和舱体厚度影响进行导纳匹配和孔缝宽度参数修正。采用传输线理论建立屏蔽效能分析数学模型。算例对比表明算法具有较高的分析精度,可有效分析孔缝不位于舱体中心位置和孔缝长度非波长整数倍时的屏蔽效能,并可准确预测舱体的谐振效应。将其应用到航天器舱体屏蔽效能分析中,对比结果表明算法可有效满足工程应用要求。     

概率空间中单调事件序列的连续性

研究了概率空间中事件序列的可列可加性和有限可加性,并提出事件序列次可加性的概念,证明了单调事件序列的连续性,并给出一个充分必要条件.     

物质热力学函数温度系数的通用计算方法

物质热力函数（摩尔定压热容、熵、焓）是用于火箭发动机热力特性分析的常用函数.根据热力学关系,上述3种热力函数可表示为以温度为自变量,且含相同7个温度系数的多项式.由于精确分析物质热力特性的需要,需要各温度下更新更精确的数据值.将热力函数按温度高低分为不同区间,在保证各温度连接点函数值相等的情况下,采用最小二乘法的数学方法,通过编程计算,重新确定了135种火箭发动机常用物质的温度系数,得到300~ 5 000 K 内这些物质的函数计算值.进一步,对氮原子、液体铅、固体硅等相对误差较大的26种物质的摩尔定压热容利用最小二乘法再次进行了修正,使其精确度平均提高了100倍.所得到的热力函数计算值与标准值比较,误差小,精度高,使用方便,具有广泛的应用价值.      

空空导弹固体发动机内弹道对导弹后体流场非定常影响的数值模拟

空空导弹高空工作过程中,外部的超声速来流与其固体火箭发动机的尾部喷流相互作用,形成复杂的非定常尾部干扰流场,影响导弹后体的工作环境。为了探寻发动机内弹道对导弹后体结构的非定常影响,采用双组分气体的非定常CFD仿真模型对某空空导弹发动机工作期间的喷管内流场和导弹外流场进行一体化数值模拟,研究了由多个自由剪切层、激波、膨胀波等组成复杂干扰流场的结构,以及在发动机内弹道和外流速度的非定场效应影响下其变化过程,在此基础上定量分析了由此引起的尾流的温度和燃气的扩散,以及在不同内弹道阶段发动机对导弹后体结构产生的影响。计算结果表明,非定常干扰流场在导弹后体附近产生不断变化的低速涡流区域,加速了温度和燃气的扩散,致使导弹尾端面区域受到高温气体冲刷,进而降低导弹后体结构的安全性。因此,空空导弹的后体设计有必要考虑并减少发动机内弹道与导弹外流的非定场影响对导弹后体安全性所造成的潜在威胁。     

一种二元高超声速进气道起动特性的尺度效应研究

对一种二元混压式进气道三维流场进行了数值和实验考察,研究了不同尺度进气道模型自起动性能的变化。结果表明,在相同来流单位雷诺数条件下,随着模型尺度的减小,进气道自起动马赫数有所提高,起动性能有所降低。同时对不同尺度模型进行雷诺数匹配,发现在相同雷诺数下,不同尺度模型的起动性能相近,表明雷诺数是影响不同缩尺模型起动性能不同的主要原因。在可获得的实验结果范围内,数值模拟所得到的自起动结果基本与之相符。此外,对实验中发现在低雷诺数下进气道反而呈现出自起动特征的异常现象进行了初步分析,通过数值模拟比较指出了低雷诺数下来流偏向层流流态,可能会导致进气道呈现一种“起动”状态。