羽流问题研究概况

概要介绍了羽流研究的目的和意义，羽流研究的方法及国内外羽流研究的现状，阐明了用数值模拟的方法研究羽流问题的必要性和迫切性。     

用相关参数实现参数多步预测的神经网络方法

对相关参数预测的非线性时间序列进行分析,提出了用相关参数实现多参数、多步数预测的神经网络方法,建立了神经网络实时预测模型,并对预测参数进行了综合处理,不仅弥补了预测信息的不足,而且能够使故障状态提前得到多次警报,克服了传统预测方法所遇到的困难,提高了预测模型精度     

导弹与固体火箭-冲压组合发动机协调设计

 本文综合导弹和固冲组合发动机的相互影响,提出了导弹与固冲组合发动机的协调设计方法。文中选取导弹发射重量和理论脱靶量为设计指标,应用多目标数学规划确定导弹总体参数和固冲发动机结构面积比。本文所用方法及程序可用于方案论证和改型研宄。     

液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真

在不考虑传热传质的情况下建立了一种简化的贮箱模型, 并采用液体火箭发动机试验台气路系统通用模块化建模与仿真软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真, 计算结果与分析解和试验结果获得了较好的一致, 验证了软件的有效性和通用性.对两个系统的建模过程表明软件所采用的模块化建模与仿真方法适用于对复杂管网的建模, 在液体火箭发动机系统仿真上具有较好的应用前景.对贮箱增压系统的仿真表明, 合理设计PID控制参数并根据经验预置与额定流量相近的调节阀初始开度, 对于提高增压系统起动过程的平稳性有利.      

一种推进系统故障诊断反问题模型与算法

针对大型液体火箭推进系统故障诊断工作的需要, 建立了一种推进系统故障诊断反问题模型,并提出了基于遗传算法的反问题求解算法.在对故障诊断反问题的特点与困难及其求解方法研究的基础上,重点论述了基于遗传算法的反问题求解算法和基本过程.最后,给出了液体火箭推进系统故障诊断反问题求解的具体例子,表明所建立的推进系统故障诊断反问题模型及所提出的算法是合理有效的.      

光学加工射频中和器的结构设计和性能研究

研究了射频中和器的工作原理,并且设计了射频中和器结构,实现了射频中和器的稳定工作。实验结果表明:射频中和器能够稳定引出电子束,有效中和离子束;在射频中和器不启动时去除函数峰值去除率仅有6nm/min,射频中和器正常工作时去除函数峰值去除率达到了72.5nm/min;并且射频中和器的中和能力与空心阴极中和器相当。因此,射频中和器满足光学加工对中和能力的需求,具备应用于光学加工的能力。     

固液混合火箭发动机固体燃料的燃速计算

分析了固液混合火箭发动机的燃烧特点、燃烧中气相过程和固体燃料内部的传热过程,利用由传热理论得出的固体燃料燃速公式和阿累尼乌斯(Arrhenius)燃速公式耦合计算,得到了燃速与氧化剂流率、轴向距离、装药初温和时间的变化规律.计算结果表明固体燃料燃速主要受氧化剂流率和轴向距离的影响,随氧化剂流率的增加而增加,随轴向距离的增加而减小.固体燃料燃速温度敏感性小,在设计发动机时可以不考虑装药初温的影响.利用热力计算得到了绝热燃烧温度与氧化剂流率和药柱长度的变化规律,绝热燃烧温度随氧化剂流率的增加存在一最大值.计算结果与相关文献的报道比较吻合,为进一步研究固液混合火箭发动机的燃烧及流动问题打好了基础.     

固体火箭—冲压组合发动机燃烧效率的实验研究

本文研究了固冲发动机含铝推进剂的燃烧过程,为了合理组织主、次流的掺混流场,选用不同型式的火箭喷管进行试验。测量了四孔非平行进气的次流静压分布;单独主流的总、静压分布;音速单喷管等六种喷管的主次流掺混流场的速度场。 本文分析了铝颗粒完全燃烧的三条件,并结合火箭喷管型式对冲压室内掺混流场的分析,选用了具有4×φ12—15°斜喷口的多孔分流式亚音速喷管为火箭喷管,进行了燃烧效率试验。实验结果表明,冲压室燃烧效率比采用音速(或超音速)单喷管时提高30％左右。 燃烧效率试验用的装药为含铝贫氧推进剂,重量5.5—8.9公斤,工作时间14—23秒。     

固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟

固液混合火箭发动机是采用液体作为氧化剂,固体作为燃料的一种典型的混合火箭发动机.固液混合火箭发动机中的燃烧和流动问题是固液混合火箭发动机设计中的关键问题,对固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行一体化计算很有必要.利用二维轴对称N-S方程和组分方程对选用液氧/端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行了一体化计算.计算采用LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和Van Leer矢通量分裂方法,采用有限速率化学反应模型,对化学源相进行了点隐式处理.计算中分别采用了一步化学反应模型和两步化学反应模型方案,计算了多个氧化剂流速和燃烧室压强下的燃烧室和喷管流场分布,对化学模型进行了选择,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据.