采用斜坡凹槽稳焰器强化H2超燃的数值研究

用迎风TVD格式求解三维多组分体系的全N－S方程，化学反应源项采用点隐处理，H2和空气的超燃模型用11组分、23步基地反应模型描述，得到了凹槽燃烧室不同截面组元、当量比、压力、温度等值线和速度场的分.布计算结果表明：凹槽稳焰器的回流区可提供高温自由基，有助于超燃点火；火焰在凹槽内和凹槽后斜坡的尾迹中驻定。结果对定量认识凹槽H2超燃流场、设计高效率和优化结构的一体化凹槽有着重要意义。     

以可靠性为约束的结构优化

 常规结构优化设计存在以下两个根本缺陷:首先,没有确切考虑载荷及元件强度实际存在的不确定性,而用安全系数给以笼统的概括。安全系数取值一般较大,元、对结构带来的影响往往比经过优化设计所得到的效益还要大。第二,它是用元件的应力约束来保证结构系统安全,因此,它是结构元件安全基础上的优化设计。从系统论的观点看,元部件功能好整体功能不一定好。     

直升机动力学中参数振动问题的数值解法

 参数振动问题是直升机的基本动力学问题之一,旋翼桨叶的挥舞弯曲微分方程和摆振弯曲微分方程都是复杂的参数振动问题,在许多计论直升机旋翼动力学的论著中~[1-4],有的虽然推导了复尽杂的参数振动方程,却没有提到求解的方法,有的对此根本没有论及.本文旨在讨论参数问题的数值解法.     

含硝胺推进剂的弹道调节剂的研究前景

添加硝胺类化合物是高能推行剂重要研究技术途径之一,最新推崇的NEPE推进剂也属此列.凡添加硝胺化合物后各类推进剂压力指数均普遍提高和燃速调节也难以实现.预估主要原因出自硝胺化合物的本性,从而导衍出研制这类调节剂几种可能的原则性方向.     

用非线性模型分析气动液阀的启动特性

对气动液阀的启动过程建立了非线性数学模型,分析了尺寸参数和推进剂进、出口压力对该阀的启动特性的影响。计算结果表明：在保证必要的工作寿命的前提下,适当地增大控制腔气孔的直径或增大靠近控制腔的活塞端面直径,降低推进剂进口和出口的压力有利于提高该阀的响应能力。     

低密度小喷管流场的DSMC直接模拟

用ＤＳＭＣ方法数值模拟了低密度轴对小喷管的流场流动，获得了相应的结果，并将所得结果与用差分求解Ｎ－Ｓ方程方法获得的结果进行了对比，二者吻合较好。     

直升机红外抑制器两种进气方式下的实验研究

利用地面模拟试验件通过实验比较分析了两种进气方式对红外抑制器性能的影响。为了模拟直升机前飞和悬停两种状态,在模型上端开口,分别引入旋翼下洗气流和前端进气,对比分析了这两种状态下模型壁面温度和红外辐射强度的大小。结果表明:引入速度为18 m/s的旋翼下洗气流使得模型壁面内外两侧均受到冷却气膜的保护,从而使壁面温度降低了36%;同时再引入流量为0.2 kg/s的前端进气,可使红外抑制器模型在3~5μm和8~14μm的红外辐射强度分别降低为原来的11%和28%。     

扩张管和燃料部分填充对PDE效能的影响

采用基于有限速率基元化学反应模型的网格自适应有限体积方法,数值模拟以脉冲爆轰发动机为背景的爆轰波通过扩张喷管的流场,研究了喷管形状及喷管充气状况对脉冲爆轰发动机推进性能的影响。结果表明,氢-氧混合物产生爆轰波的等截面爆轰管冲量在某一比例合适的部分填充时达到最大,而对较大扩张角的喷管来说,其冲量一般随喷管内可燃气体填充比例的增加而增加,比冲通常随可燃气体填充比例的减少而增加;合适的喷管和燃料填充系数能使比冲显著提高。     

基于最优控制的落角约束攻击设计

针对导弹落角控制和精度控制的矛盾,运用飞行力学原理和最优控制理论,以落地速度倾角作为终端约束,以脱靶量、最小能量为性能指标,给出了一种适用于攻击地面目标的最优导引律。设计了导弹三通道的PID控制器,最后进行了导弹的6DOF仿真研究,仿真验证了设计方法的有效性。     

制造误差对气体静压轴承涡流力矩影响分析方法研究

 采用有限元方法研究了制造误差对狭缝节流气体静压轴颈—止推轴承的涡流力矩的影响。对于轴颈—止推相连结构的气体轴承,通过相容变换进行统一编程计算;在离散化过程中,利用加权余量法将二阶偏微分方程降低一阶,放松了对插值函数连续度的要求,便于借助有限元技术分析狭缝节流气体静压轴承的流场参数。分析了狭缝气膜宽度误差和轴颈圆度误差对涡流力矩的影响,以及轴颈的不同安装角度、偏心等因素对涡流力矩的影响。经对比验证,有限元计算结果与实测结果基本一致,研究结果对于气体静压轴颈—止推轴承的设计、装配优化和性能预测有重要指导意义。