固体火箭发动机液体喷射熄火模型

在实验研究的基础上,提出固体火箭发动机液体喷射熄火模型。该模型综合考虑了固体推进剂的瞬态燃烧、射流换热、液滴蒸发和发动机内弹道等耦合作用,成功地实现了对液体喷射熄火过程(临界参数和熄火用液量)的理论预示。理论研究发现液体喷射瞬变燃烧存在着临界喷射压降。当喷射压降大于该临界值时,熄火才能实现。随着推进剂能量的升高,临界喷射压降增加。随着喷射压降的增加,熄火用液量和降压速率分别下降和升高,其变化率逐渐减小。熄火用液量不存在最小值,因而在工程设计中,必须合理选择喷液量和喷射压强这两个设计参数。理论预示与实验结果吻合良好。     

离心叶栅湍流流场的数值研究

本文用二维不可压平均定常的 N- S方程组结合两方程 k-ε湍流模型 ,在任意适体曲线坐标系上计算了旋转离心叶轮叶片通道内的相对流场 ,结果与实验数据吻合良好。分析表明 ,由于离心力和哥氏力构成动量方程中的一个很大源项 ,因而较之非旋转流动需要采用较低的低松弛因子 ,并相应地提高了对初始流场和初始压力场的要求     

内腔辐射热损失对喷管壁温的影响

本文利用排气管内腔表面的表观黑度 ,计算了内腔表面向外界环境的辐射热损失及其对喷管壁温的影响。结果表明 ,喷管下游端的壁面辐射损失高达壁面总热流的 2 0～ 30 % ,在壁温计算时不容忽略。     

固体火箭发动机液体喷射熄火液量的确定

本文运用固体火箭发动机液体喷射熄火模型 ,确定了液体喷射熄火液量 ,研究了推进剂能量、压强指数、燃烧室压强、液体性质和喷射压降等多种因素的影响。     

基于四维导引的飞机纵向飞行剖面的解算与综合

定常Mach/CAS型下降是一种符合驾驶员实际操纵特性的剖面下降方法,可方便地用于对进入终端空域的飞机进行四维导引和控制。本文研究了这种四维飞行剖面的计算与综合技术,分析了剖面的构成与结构特点;讨论了剖面解算的数值积分算法和简化代数算法;对飞行速度剖面,提出了双参数描述法来扩大对飞行时间的调整范围,并开发了相应的迭代算法;最后以波音707飞机为对象,进行了数字仿真计算,得到了满意的结果。     

同步机动态模型参数的数字机估计

本文的主要目的是发展一种数字机参数估计算法,它能从带有噪声的数据中提炼出同步发电机的动态模型参数。本方法采用的是建立电机模型;用该模型计算在参数初值的基础上的电流输出;进而利用电机参数的灵敏度矩阵,调整参数值,以使量测输出与模型输出间误差的平方和达到最小。进一步,结合噪声的统计规律于估计方法之中,通过加权阵的形式,建立了极大似然估计器。     

气动调节喷管的性能分析

本文叙述气动调节喷管性能计算的分析程序。应用此方法对一种气动调节喷管模型进行了性能计算,并将得出的推力特性,抽吸特性,及面积比的变化跟喷管模型的实验数据,做了比较,结果表明:二者符合较好。     

双转子涡轮喷气发动机稳定工作裕度的测定技术研究

本文介绍了对双转子涡喷发动机的喷水逼喘试验技术,为在双转子涡喷发动机上测定压缩系统的稳定工作裕度提供了一种稳定可靠的方法。通过对试验结果的数据处理、分析研究,为制造厂检验双转子发动机压气机的稳定工作裕度,提供了一种简单适用的稳态数据处理方法。     

固体火箭作助推器的空天飞机方案设想

文章提出了一种固体火箭发动机作为助推级,二级并联配置的空天飞机方案设想。并针对7t有效载荷的设想,进行了总体性能估算;对固体火箭助推器进行了较详细的分析,证明方案是可行的。     

引射增力器的性能分析和实验研究

本文叙述了在主流超临界压力比下,引射增力器的性能计算方法,及缩尺寸增力器模型的一些实验结果。比较结果表明:二者能较好地相符。