甲烷-空气混合气体放电等离子体增强点火机理分析

为研究放电过程产生的等离子体对缩短甲烷点火延迟时间的效果,针对脉冲式放电,本文耦合了密度方程、能量传递方程以及Boltzmann方程,对于甲烷-空气混合气体放电粒子浓度变化规律进行了研究分析。将计算得到的放电过程中激发态分子及活性自由基作为初始组份代入CHEMKIN中进行计算,计算了放电条件下等离子体对于甲烷点火延迟时间的影响。相比于附着过程,甲烷粒子弹性碰撞、激励、电离过程的碰撞截面要大2~5个数量级。随着粒子能量的增加,各个过程碰撞截面的变化并不单调,均存在碰撞截面最大的点。混合气体的激发过程导致了80%以上的能量损失。当约化场强逐渐增大时,甲烷的电离效应逐渐增强。混合气体的附着与弹性碰撞效应造成的能量损失比较小,相比激发与电离效应可以忽略。放电过程能够产生大量不同种类的活性粒子与自由基,不同活性粒子随时间变化的规律不相同。其中,随着放电,振动激发态氮分子浓度保持为1015/cm3量级。电子激发态氮分子粒子数密度随着放电的进行,在10-8s~10-7s会产生一个峰值。模型计算的单脉冲放电产生的活性粒子,在大多数点火温度下,可将点火延迟时间缩短10%以上。脉冲式放电对于甲烷-空气混合气体点火有显著的增强效果。     

磁尾等离子片中偶极化锋面的数值模拟研究

利用守恒型TVD格式对8波模型磁流体方程组进行数值模拟, 对磁尾中偶极化锋面的物理和演化特性进行研究. 构建了由BBF类型通量管机制产生的偶极化锋面数值模拟模型, 该模型由磁尾平衡模型、亚暴增长相模型和亚暴触发及BBF形成模型三部分组成. 数值模拟结果很好地再现了磁尾中BBF类型通量管机制产生的偶极化锋面特性. 伴随着高速 流的出现, 磁场B_z分量呈非对称双极变化结构, 即锋面前减小为负值, 在锋面上急剧增大. 当B_z增大到极大值后回落并趋于稳定. 随着偶极化锋面伴随地向高速流向地球运动, 偶极化锋面上B_z的变化越来越小.      

固体火箭尾舱热环境研究

对固体火箭尾舱热环境的组成成分进行了分析,利用理论和数值仿真方法,给出固体火箭沿真实飞行轨道条件下的热环境预示结果,并与地面试验及飞行试验测量结果进行对比。结果表明,固体火箭尾舱热环境存在天地差异,在地面发动机试车状态时,尾舱热环境以喷流辐射热流为主;真实飞行状态时,在发动机喷流和高速来流的相互作用下,火箭尾舱还存在量值更大的对流热流。针对固体火箭尾舱对流热环境提出的线性化热学参数单一介质数值模拟方法可用于固体火箭尾舱热环境设计。     

基于空谱融合特征主动学习的高光谱图像分类

针对高光谱图像分类过程中存在的样本量少和分类精度低的问题,提出一种基于空谱融合特征主动学习的高光谱图像分类方法。主要包括构造三通道图像,全卷积网络提取空间特征,空谱特征结合,主动学习方法选择训练样本几个部分。通过结合像素的光谱特性和相邻像素间的空间关联,提取出可以反映像素空谱联合特性的综合特征,提高了像素特征的表达能力。为克服高光谱图像标注数据少、缺乏训练样本的问题,应用主动学习算法,充分选择更具有代表性的样本进行训练,达到少样本情况下较高的分类正确率。通过在标准数据集上进行实验,结果表明:该方法可以达到在总样本数1%作训练样本的情况下,分类正确率达到99.79%,优于传统的高光谱分类算法。     

基于PLC和WinCC的火箭发动机热真空试验控制系统

为了验证液体火箭发动机热防护和热管理措施的合理性和有效性,模拟飞行程序全过程,考核发动机及各组合件在热真空环境下的适应性能,需要搭建热真空试验平台。试验要求考核发动机五个关键部位的试验性能,各个部位的热流值是一个随着时间变化的参数。介绍了热真空试验平台控制系统模拟真空环境及温度环境的要求、技术途径和调试过程。控制系统采用PLC和WinCC组态软件,调节模拟装置的输出功率,达到需要的热流条件;采用真空泵抽真空方式使发动机的环境压力接近真空,各项指标符合试验要求。     

复合固体推进剂双折线脱湿损伤模型参数影响分析

为分析双折线损伤模型参数对复合固体推进剂细观损伤及宏观非线性力学性能的影响,采用分子动力学方法建立复合固体推进剂颗粒夹杂模型,根据Surface-based cohesive方法,在高氯酸铵(AP)颗粒与基体之间的界面处设置接触损伤。利用有限元方法对具有不同损伤参数的颗粒夹杂模型进行计算,并对比数值仿真结果。结果表明,损伤起始应力对复合固体推进剂抗拉强度、最大延伸率有较大的影响;界面初始刚度在一定程度内的变化,对复合固体推进剂宏观力学性能及细观损伤形貌影响较小;界面失效距离主要影响复合固体推进剂的最大延伸率。     

固体发动机药柱损伤粘弹有限元分析

基于损伤的粘弹性材料积分蠕变型本构关系，建立了求解应力应变和损伤变量的一种新型增量型有限元法，引用当量应力，可以分析三维损伤场，采用迭代法求解相互耦合的应力和损伤场。算例分析表明，所建立的方法对分析药柱损伤有效、可靠。     

基于有限元仿真的薄壁圆柱壳轴向动力屈曲实验研究

研究薄壁圆柱壳的动力屈曲行为，有助于构造具有高吸能率的抗爆和抗冲击结构。基于有限元仿真，比较撞击系统动能的时间历程和屈曲变形的时间历程，提出了用以确定第二临界速度的能量迭代法，应用此方法设计薄壁圆柱壳的动力屈曲结构可有效地减少试验次数，降低实验成本。该方法的可行性和正确性利用落锤实验得到了验证。另外，数值仿真和实验研究表明：轴向冲击下的薄壁圆柱壳，随径厚比的增加，折屈边数有明显增加的趋势。     

振动试验力限制控制力参数测量技术

振动环境试验力限制控制技术在航天器动力学环境试验中越来越多地被研究和使用,在力限制控制技术中如何保证力参数测量的实施和精度是比较关键的技术。文章主要介绍了力传感器的类型、使用安装技术、合力值计算、多分量力参数测量技术,并结合卫星承力筒的振动试验进行力限控制试验力参数测量的实施。文章对力参数测量技术进行了比较全面的研究分析,为进一步力限制控制的研究提供了有益的帮助。     

局部多孔壁－内腔结构的气动加热瞬态特性

根据超声速飞行器外表面连接结构处密封结构几何特征,以局部多孔壁和内腔结构为研究对象,建立流/固/多孔区域流动和传热过程耦合计算模型,其中多孔区域中运用分布阻力法,流、固区域间换热过程采用准稳态耦合计算方法。经过与相关实验数据进行对比,验证了程序可靠性,并进一步分析在整个长时间瞬态过程中,该密封结构的流动和传热特征,阐明了在瞬态过程中多孔材料等效热流对缝隙壁面的加热作用。研究了有、无多孔材料填充两种情况下缝隙壁面热流分布形态的差异,探讨了缝隙中填充多孔材料对高速流场边界层热气流侵入内腔过程的影响。