预混超声速气流斜激波诱导脱体爆轰研究

为了研究高静温预混超声速气流中爆轰的机理问题,利用自主设计的连续式加热器来产生马赫数为2.6,静温大于700 K的氢/空气预混超声速气流,并采用高速纹影技术来观测斜激波诱导脱体爆轰的直接起爆和发展的动态过程.研究表明,实验得到的起爆前斜激波和起爆后脱体爆轰波的角度与理论分析结果非常一致.并发现由激波诱导爆燃向激波诱导脱体爆轰的转变过程非常快;而且对于当前初温较高当量比较低的混合物,会出现爆轰波突然熄灭与重新起爆的现象.当前研究为爆轰燃烧在高超声速推进中的应用提供了重要参考.      

液体火箭发动机燃烧不稳定性分析模型

通过一个简化的物理模型，运用计算流体动力学分析方法，研究了液体火箭发动机的不稳定燃烧现象，验证了该模型及分析方法的简捷和有效性。描述发动机燃烧室内气相流动过程的控制方程是非稳态准一维欧拉方程组，液相则用拉格朗日方法描述，方程组中的源项反映了气液两相耦合及液雾蒸发燃烧的影响。针对不稳定燃烧的机理，考察了压力脉动随着时间的推进对声学扰动的敏感性。计算格式采用两步积分的预测校正法进行选代求解。     

基于伪谱方法的有限推力变轨策略研究

研究了有限推力条件下的空间飞行器大范围机动变轨问题。将有限推力解的求取过程分为两个步骤,首先采用Lambert方法求取变轨问题的双脉冲最优解,再采用Gauss伪谱方法求取有限推力解,将每个脉冲点扩展为一个推力弧段,通过伪谱方法将最优变轨问题转化为一个参数优化问题,采用非线性规划方法得到该推力弧段的变轨推力大小和方向。将该方法应用于某空间飞行器轨道机动变轨过程研究,取得了满意的结果,从而证明了方法的有效性。     

双组元液体远地点火箭发动机扰流环的设计方法研究

针对双组元液体远地点火箭发动机采用液膜冷却的工作特点,分析了矩形、三角形以及两者混合结构等不同形状的扰流环对发动机燃烧性能的影响,得到了不同形状以及处于不同位置时的扰流环对发动机内流场以及燃烧效率影响结果.分析表明,数值计算的结果与发动机试验相符合,为液体远地点发动机的扰流环设计提供了重要参考.     

轨道转移推进系统及其发展趋势

根据轨道转移系统的应用分类（包括上面级类、空天飞机类、卫星类、飞船类和新概念类）,对各类型典型飞行器的推进系统进行了综合评述,分别总结了相关的技术方案和应用特点,并针对当前的研究热点,简要论述了未来的发展趋势,最后给出了几点结论.     

燃烧室中的非线性声波

采用计算流体力学（CFD）方法对燃烧室一维冷流和两维燃烧过程进行了数值仿真，着重研究了温度、密度、熵等变量的脉动与压力脉动的区别，以及喷射过程与声学振型的耦合，结果表明，压力和速度主要表现声特征，温度和密度部分表现声特征，部分表现流特征，而熵则只表现流特征，对于化学反应过程激发的燃烧振荡，最容易受到激发的振型是压力波腹与化学反应分布相关最强的振型。     

金属膜片贮箱推进剂消耗不平衡分析

分析了某型号推进系统金属膜片贮箱推进剂消耗不平衡问题,建立了不平衡消耗的计算模型,对地面排放试验和飞行时系统推进剂消耗不平衡量进行了计算。并通过地面试验对计算数据进行了比较。结果表明,根据系统的静态计算模型,给定影响因素偏差来确定推进剂消耗不平衡的计算方法正确、有效。     

三组元火箭发动机推力室试验研究

通过冷试研究了多种喷嘴的特性,总结了工作参数和结构参数对喷嘴性能的影响规律;进行了大量三组元推力室双工况热试,研究了不同工作参数和结构参数对三组元推力室燃烧性能的影响;利用旁通阀方案和液氧可调汽蚀文氏管方案分别成功进行了三组元工况与两组元工况的模态转换试验,实现了大范围工况调节;对三组元推力室内部燃烧和传热过程进行了数值仿真,考察了推力室冷却方案的可行性。     

介绍一种缩口模

我厂产品有如图1所示的一类零件,需拉深翻边成形后进行缩口,根据我厂设备情况,只能采用冲压缩口。冲压缩口就得设计缩口模,由于缩口处尺寸精度要求较高,不能采用无芯缩口(经我们采用无芯试压,尺寸精度的确达不到要求),则采用有芯缩口。按一般设计往往是笨重,繁锁——芯块需要一块一块地取放,给操作者增加负担、效率低。针对这些情况,我们参照胀形模进行了认真地分析。利用弹簧的作用与锥     

部分覆盖构型对凹腔冷态和燃烧流场的影响

为了研究凹腔部分覆盖构型对燃烧室流场的影响,采用SST k-ε湍流模型和有限化学速率/涡破碎模型,对部分覆盖型凹腔的冷态和燃烧的二维流场进行了数值仿真。比较了贫燃和富燃条件下,覆盖板对凹腔燃料分布、流场温度和燃烧效率的影响。研究发现贫燃下,覆盖板有利于凹腔内燃料的积累,提高了凹腔的火焰稳定性,同时由于点火适宜的当量比区域位于凹腔内低速区,增强了凹腔点火能力;富燃下,覆盖板使凹腔内富燃环境进一步恶化,降低了凹腔的火焰稳定性和燃烧效率,主要燃烧区部分向下游转移。