双转子轴间滑油颗粒运动轨迹参数化模型

为研究双转子轴间滑油颗粒运动对环下润滑收油效率及轴承腔油气分离效率的影响,建立了对转轴间在边界层流场结构下基于质点运动学的滑油颗粒运动轨迹参数化模型,并采用经实验验证的计算流体力学（CFD）数值计算结果进行验证。双转子轴间的边界层流场结构的确定运用了对湍流边界层卡门三层结构速度分布进行修正的方法。结果表明：给出的参数化模型可以很好地描述双转子轴间的滑油颗粒运动规律。直径较大的颗粒径直或沿弧线迅速到达外轴,而直径较小的颗粒中存在一个在给定停留时间内使颗粒无法到达外轴的最大直径,小于这一临界直径的颗粒在有轴向气流时将被吹离轴间环腔。     

基于SPH方法的球形贮箱液体晃动动力学分析

针对发生液体破碎现象的航天器球形贮箱液体晃动问题,基于光滑粒子流体动力学方法（SPH方法）对N S方程进行离散近似,分别对核函数、应力张量、边界问题、邻域粒子搜索等方面进行选择确定或计算处理,最终得到基于SPH方法的流体动力学模型。通过建立包括不同燃料液体体积及不同挡板安装位置的仿真模型,分析了航天器球形贮箱的受力及局部压强。通过分析贮箱受力情况及设置测量点压强情况,得到运动参数对晃动的影响规律,为航天器球形贮箱的设计提供了理论依据。     

场发射电推力器的参数选择与调控方法

场发射电推力器具有几种不同的发射模式,分别产生荷质比不同的带电液滴或带电离子,使得不同模式下推力性能差别显著。针对不同的空间应用,需要设计不同种类的场发射电推力器,使其达到相应的推力参数。为此对场发射电推力器的发射过程展开分析,确定了推力参数的调控方法。首先对场发射电推力器的基本工作原理进行了阐述,并对不同发射模式的基础物理机制进行了分析。在此基础上通过理论计算得出采用不同推进剂可达到不同发射模式这一结论,并最终得出推力器性能参数的调控方法,论证了推力性能受到推进剂种类和发射模式的影响,在离子发射模式下处于高比冲、低推力工况,而液滴发射模式下处于低比冲、高推力工况。此外推力参数还受到供给流量、外加电压等多种因素的影响。在得到推力器参数的调控方法后,设计了一种主动供给型离子液体电推力器,以离子液体EMI BF4作为推进剂,进行了相应的试验研究。通过改变外加电压,实现了对推力器推力性能的调控,证实了此调控方法的可行性。推力器达到的推力范围为1.6~10μN,比冲范围为154~978s。     

固化方式对粘结固体润滑涂层摩擦学性能的影响

为了探究不同固化方式下复合粘结固体润滑涂层的摩擦学特性.以环氧树脂为粘结剂,二硫化钼、石墨、氧化铝、氟化铈为固体填料,制备复合粘结固体润滑涂层.分别对复合粘结固体润滑涂层在微波固化和热固化下进行固化,使用白光干涉仪分析涂层表面磨损后的表面磨痕.使用扫描电子显微镜(SEM)对涂层磨损与未磨损区域表面进行观察,使用能量色散X射线光谱仪(EDS)对磨痕区域的元素进行分析.当微波固化与热固化时间均为10分钟时,微波固化的摩擦系数为0.17,低于热固化的0.24;当热固化时间提升到30分钟时,与微波固化10分钟的摩擦系数基本接近.观察热固化涂层表面,发现填料团聚,对磨后表面比较粗糙且呈片状剥落;微波固化涂层表面呈片状分布,磨损后表面比较光滑.SEM形貌分析表明热固化涂层磨损形式主要为磨粒磨损;微波固化涂层磨粒磨损较轻微,在对磨过程中能形成转移膜.EDS元素分析表明固化方式对涂层的分散性没有影响.     

航天工程中的贮箱类液固耦合动力学建模及耦合机理研究

本文研究液体－航天器耦合动力学建模问题，并以不同模型对耦合机理进行了深入探讨。     

液体火箭发动机复合材料机架初步设计研究

针对液体火箭发动机承力机架,开展复合材料机架的初步设计及探索应用研究。通过对原金属机架结构设计特点分析,提出了一种碳纤维增强复合材料机架的设计方案,并对其进行了力学性能预测及设计参数影响分析等方面研究工作;最后,采用有限元软件ANSYS的APDL语言开发了复合材料机架的计算程序,该程序基于损伤累积理论,包含结构应力分析、材料的失效判断及材料的性能退化3个主要循环过程,通过仿真手段模拟了在载荷增加过程中结构内部产生损伤,并逐渐累积直至破坏的整个过程。仿真分析结果表明:复合材料的应用可在满足原机架强度、刚度和稳定性等设计要求基础上,相对于原结构实现了50%的减重。     

圆锥形谐振管的谐振性能研究

在液体火箭发动机气动谐振点火技术中,圆锥形谐振管因气体谐振加热温度高、加热速度快而受到重视。文中利用Whitham规则,从理论上分析了在圆锥形管中振荡气体的压强和温度特性。因为圆锥形谐振管对激波有增强作用,所以在相同条件下,圆锥形谐振管中气体压强的振荡幅度和加热温度、速度都要高于圆柱形谐振管,因而圆锥形谐振管加热性能比圆柱形谐振管好。      

喷管性能的化学动力学分析

应用化学平衡流动和化学反应动力学的方法对某液体发动机喷管进行计算，得到了不同面积比下的燃气参数和发动机性能参数分布。小型液体火箭发动机的化学动力学损失比较大，性能接近冻结流动的结果。化学动力学损失主要产生在喷管初始膨胀部分，随着面积比的增加，化学动力学损失增大。     

液体火箭发动机智能减损与延寿控制技术

液体火箭发动机减损与延寿控制技术是一门横跨控制理论与技术、材料科学、发动机技术等领域的新兴交叉技术，是工程上实现液体火箭发动机健康监控系统故障控制功能的核心技术之一。主要阐述了可重复使用液体火箭发动机智能减损与延寿控制技术的基本概念与原理，剖析了该技术的系统框架与关键技术，指明了存在主要的技术问题和今后的发展趋势。     

喷雾特性对液体火箭发动机燃烧稳定性的影响

用数值方法研究了一甲基肼／四氧化二氮自燃推进剂（ＭＭＨ／ＮＴＯ）喷雾液滴直径对火箭发动机燃烧稳定性的影响。从喷雾特性对蒸发速率的影响规律出发,发展了喷雾液滴大小影响蒸发速率的物理模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程,由ＭＭＨ的分解蒸发速率来控制。用蒸发和分解的时滞分析了燃烧不稳定性,应用ＣＦＤ技术发展了评定燃烧稳定性的脉冲枪模型,得到了对燃烧振荡的敏感分析,并给出了燃烧稳定性的极限图。