复燃对液体火箭返回阶段底部热环境的影响

为了研究垂直起降液体火箭在返回阶段发动机反向喷流及复燃对箭体着陆支腿和底部热环境的影响,建立了尾焰复燃、流场及光谱辐射计算模型。在国内率先对垂直起降液体火箭在返回阶段的箭体底部热环境进行了数值计算,流场计算采用商业软件,复燃反应使用有限速率化学反应模型;采用HITRAN数据库获得喷流气体组分的光谱吸收系数、正反光线踪迹法求解辐射传递方程。利用文献实验结果,对计算进行了验证并考察了复燃对底部热环境的影响。结果表明:复燃反应对包括箭体底面、侧壁面及着陆支腿的对流和辐射热流密度均会明显升高,最高可达80%以上。因此,研究成果适用于液体火箭返回阶段底部精细化热设计,且在设计过程中有必要考虑复燃的影响。     

固体火箭冲压发动机燃气发生器及燃气流量调节阀建模及仿真

研究了一种气动式的燃气流量调节阀,并建立了固体火箭冲压发动机燃气发生器和气动式燃气流量调节阀的数学模型及仿真模型,对燃气流量调节阀仿真模型进行了试验验证,动态误差和稳态误差都在5%以内。通过仿真获得了燃气发生器和燃气调节阀的动态响应特性。仿真结果表明,燃气调节系统开环响应速度较慢,并具有很强的非线性。     

高级波束成形在旋转声源定位中的应用

为了使高级波束成形中的函数波束成形、压缩感知波束成形、正交波束成形在旋转声源定位中获得广泛应用,对3种高级波束成形在旋转声源定位中的应用进行了研究,从声源空间分辨率,动态范围以及声源功率积分上与传统旋转波束成形和DAMAS(deconvolution approach for the mapping of acoust...     

飞行高度对固体火箭两相喷焰流动与辐射的影响

针对某模型固体火箭发动机,基于欧拉离散相模型描述气-固两相相互作用,采用详细化学反应机理计算喷焰复燃效应,基于逐线积分法加米散射理论求解气体及粒子辐射物性参数,通过视在光线法计算辐射传输,并利用测量数据验证了模型的适用性,仿真分析了不同飞行高度对气固两相喷焰流动及辐射特性的影响.研究结果表明:随着飞行高度增加,喷焰中燃...     

偏心销结构舱段连接方式强度计算及试验验证

基于某型导弹偏心销结构舱段连接方式,推导了连接面上偏心销的最大剪力公式,并对该结构开展了有限元分析和静力试验。有限元结果表明在给定载荷作用下,偏心销材料进入塑性,偏心销限位环发生强度破坏;连接面舱体结构局部材料进入塑形,但不会发生强度破坏;试验结果验证了上述仿真结果,并根据最大剪力公式建立单个偏心销有限元计算模型是一种比较稳妥的方法。     

支线航空运输的定位与发展

分析了航空运输的3层运输结构和支线航空运输的属性。借鉴发达国家发展支线民航运输的经验，结合中国目前的发展现状，提出了中国发展支线航空运输的政策支持与方法。     

HAN基电控固体推进剂电热耦合特性及燃烧特性实验研究

为了探究HAN基电控固体推进剂(ECSP)的电热耦合特性和燃烧性能,通过改变施加电压和环境压力对ECSP进行燃烧性能测试。在ECSP燃烧性能测试装置中采用电压、电流探头记录燃烧过程中通过推进剂的电压和电流,利用高速摄影仪记录推进剂的燃烧过程,借助法拉第电化学分解定律计算推进剂理论电化学分解质量在总燃烧消耗质量中的占比,分析电压和压力对推进剂燃速和质量损失的影响,同时拟合出ECSP燃速(r)与功率(P₁)和压力(P₂)的经验公式。结果表明：随着电压和压力的增加,ECSP理论电化学分解质量和实际燃烧质量增加,理论/总燃烧质量比值降低,燃速和质量损失增加。在ECSP的可控燃烧范围内,其燃速与功率和压力满足r = 0.0105P_1^0.705P_2^0.251。本文得到了热分解反应在ECSP的燃烧过程中占主导地位,是高压力下造成推进剂不可控燃烧的主要原因,为揭示ECSP的燃烧可控机理提供理论基础。     

军校图书馆网络信息资源建设

阐述了依托军队院校图书馆信息网络系统(MILINS)和全军军事训练信息网所提供的网络环境,使军校图书馆信息服务网络化、信息资源数字化、数据库特色化.对如何提高在网络环境下信息资源数字化和实施全方位服务问题进行了探讨.     

直流喷射首次破碎的形变过程研究

为深入了解直流喷射过程中射流柱的细部结构以及其脱落过程,利用LES结合VOF的方法,对静止大气中垂直射流现象进行模拟。模拟得到的液相喷雾结构和试验结果能够很好地吻合。通过计算观察得到射流柱进入到大气中后由于Rayleigh-Taylor(RT)不稳定性迅速形成伞状的头部,头部的边缘在不断变薄失稳的过程中脱落形成液带,液带脱落产生的液滴具有等距性,间距为0.106mm,并在伞状边缘的下方形成一个气涡,气涡与上游的射流柱相互作用,促进射流柱表面的脱落。射流柱表面由于Kelvin-Helmholtz(K-H)表面波的作用呈现鱼鳞状的结构,并导致射流柱整体断裂、破碎,其表面波波长由初始的0.26mm迅速增长到0.78mm。     

固体火箭发动机燃烧室结构径向振动与内弹道性能的耦合计算

研究了由推进剂药柱和壳体组成的燃烧室结构径向振动对发动机内弹道性能的影响。在一维非定常内弹道方程中,分别考虑了结构径向振动对内弹道方程和燃速的影响,研究了在给定燃烧截面内,由于燃烧室压强变化引起的结构径向振动。据弹性力学理论和振动机理,得到了简化的等效径向振动方程;对内弹道和结构径向振动进行了耦合计算,分析表明当内弹道出现周期性的压强振荡时,会引发与结构径向振动之间的耦合作用,使得燃烧室压强振荡振幅上升一个量级,对发动机的工作安全产生危害。