液体火箭发动机故障特性动态模拟

以某大型泵压式供应系统液体火箭发动机为研究对象, 建立了液体火箭发动机非线性动态数学模型。针对已发生过或可能出现的故障形式, 以阶跃形式输入, 进行了故障状态下动态特性模拟。数值方法用四阶定步长龙格-库塔方法发展而成的自适应变步长龙格-库塔法。计算结果表明, 所建模型较精确合理, 数值方法满足故障模拟的要求。该工作为故障模式提取、监控参数优化选择、基于模型的故障检测与诊断等发动机健康监控问题的研究奠定了基础。      

舱门机构运动的计算机模拟

1.构造及其原始数据 滑轨舱门收放机构由中、侧滑轨、三角支架、外伸臂、链条条、链轮、液压马达及减速装置等组成(图1)。一根中滑轨布置在43框前飞机对称平面内与飞机外形的下零纵线相贴合,两根侧滑轨分别布置在43框后机身的两侧,舱门的前端由一个接头铰支在三角支架上,三角支架的前支点与链条相连,舱门的后部和两个外伸臂固接,     

液氧烃类发动机循环系统比较

本文通过理论计算得出两种循环的液氧/烃类发动机参数和性能,计算了混合比、涡轮进口温度、泵效率等参数对发动机性能的影响。利用涡轮功率平衡方程推导出发生器循环的涡轮流量与总流量比和燃烧室压力的关系;分级燃烧循环的燃料泵出口压力与燃烧室压力的关系。最后分析了两种循环的适应范围。     

烧蚀反应动力学参数的确定

本文提出了一种理论模型与实验相结合确定碳基材料烧蚀反应动力学参数(活化能和指前因子)的方法。首先建立了碳基材料热化学烧蚀的湍流边界层模型,运用数值方法对边界层守恒方程组、表面烧蚀和固相热传导进行耦合求解,计算过程中不需要事先假设烧蚀的控制类型。其次,在电弧加热器中模拟火箭发动机喷喉的烧蚀环境进行烧蚀材料与氧化性气体反应的烧蚀实验。最后,运用所建立的模型和在电弧加热器上的实验结果进行预测比较,确定烧蚀反应的动力学参数。作为实例,确定了石墨与CO_2的烧蚀反应的动力学参数。     

发动机进气动态畸变测量系统与数据处理

本文介绍了动态畸变测量系统及其数据处理方法.进一步提高采样频率后可将该系统用于飞机和发动机的研究中.     

喷管型面对固体火箭发动机性能的影响

用时间相关法数值计算跨音速喷管流动时,其控制方程分别采用守恒型和非守恒型方程.通过对JPL喷管进行计算发现:在相同的精度下,非守恒型方程的收敛速度比守恒型方程的收敛速度快一倍多.采用修正阻尼法(DASHCO法)进行数值计算,其收敛速度均提高六倍以上.最后,采用直接优化法研究了喷管收敛段型面及喉部型面对发动机性能的影响.     

高强材料压力容器应力腐蚀断裂的计算机模拟

本研究对用超高强度金属材料制作的宇航压力容器裂纹扩展过程进行了计算机模拟。这对压力容器的安全使用期建立是很有意义的。计算方法是根据线弹断裂力学和实验室条件得到的数据,建立了分段表示的微分方程组,编制了FORTRAN语言通用程序。该程序适用于模拟各类宇航压力容器在各种介质、各种应力条件下的应力腐蚀亚临界裂纹扩展。利用该方法可定量地确定由设计、制作工艺、选材等变化引起的容器在使用环境中工作寿命的变化。     

内外函混合加力燃烧室扩压器内液雾湍流两相流场和浓度场数值模拟

 本文用κ-ε湍流模型和液雾轨道模型,对二维内外函混合加力燃烧室扩压器内有蒸发的液雾两相流动和混合进行了数值预报。其中对气相速度场和温度场的计算结果与实验符合令人满意,液雾两相流的计算结果在趋势上也是合理的,表明本文的模拟方法可用于加力燃烧室性能估算及优化设计。