推进剂利用系统对液体火箭发动机性能的影响分析

建立了带有推进剂利用系统的泵式压液体火箭发动机稳态工况的非线性数学模型，用非线性优化方法和小偏差方法计算分析了推进剂利用系统调节阀所控制的燃料流量对液体火箭发动机性能的影响，并对比分析了计算结果。所得结论可用于泵压式液体火箭发动机的控制和调节、试验结果分析、可靠性分析、故障分析，也可用于揭示发动机参数随各种干扰因素的变化规律。     

过氯酸铵含量对丁羟推进剂老化性能的影响

本文研究了HTPB/AP推进剂中过氯酸铵(AP)含量对丁羟推进剂老化性能的影响。实验是在90℃的空气中进行的,老化性能以推进剂的拉伸性能、邵氏硬度、失重％、燃烧速度等项目为判据。实验结果表明:随着老化时间的增长,推进剂的最大强度增加;最大强度下的伸长率减小;邵氏硬度增加;失重％有缓慢的增多;而燃烧速度少量降低。推进剂中氧化剂AP含量的增多,或多或少有减轻推进剂性能老化变化的趋势,因而对HTPB推进剂老化性能的提高是有益处的。 本文对老化期间HTPB推进剂失重％所显现出来的特殊情况,作了理论上的解释。     

降低丁羟复合固体推进剂燃速途径的探索

本文根据BDP多火焰稳态燃烧模型,提出了降低AP-HTPB复合固体推进剂燃速的几种可能途径,并对其中某些途径的作用效果作了初步的实验研究。     

火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟试验系统的性能研究

通过对火箭发动机－超音速扩压器－蒸汽引射泵组合式高空模拟系统的理论分析和实验研究，提出了扩大ＧＳ－１高空模拟试车台试验能力的几项新方案。     

上风格式的若干性能分析

采用理论分析和数值试验相结合的方法，对上风格式的三个典型代表：FDS、FVS及AUSM格式的性能进行了分析比较：FDS格式具有高的间断分辨率但可能出现非物理懈；FVS格式捕捉强非线性波的能力很强，计算效率高，但耗散比较大；AUSM格式兼有高间断分辨率和高计算效率且克服了两者的弱点。以一维无粘激波管流场为算例考察了这些格式性能与间断分辨率。     

涡轮叶栅端壁二次流动与换热的V2F模拟

针对低展弦比涡轮叶栅端壁区亚声速流动及换热,采用基于线性涡黏假设的V2F模型开展了数值模拟.结果表明：涡轮叶栅流动中存在马蹄涡、通道涡、压力侧角涡、吸力侧角涡等多种复杂涡系结构,其中马蹄涡与通道涡是涡轮叶栅二次损失的主要来源.端壁换热与马蹄涡及通道涡强度及位置直接相关,并呈现明显的分区特征.端壁极限流线结果显示,V2F模型模拟的端壁单马蹄涡分离线与实验结果吻合,优于SST （shear stress transport）k-ω模型模拟的端壁双马蹄涡分离线.V2F模型引入了新的湍流尺度,在马蹄涡及通道涡位置、端壁静压损失系数分布、叶栅出口总压损失分布及端壁Standon数分布等方面均与实验结果吻合较好,对叶栅气动损失及端壁换热有良好的预测能力.     

补燃循环发动机关机过程仿真研究

以补燃循环液氧煤油发动机系统为研究对象,对其关机特性进行了研究。在分析发动机系统工作原理的基础上,应用模块化建模的思想,建立了该系统中各主要部件的数学模型;采用新的面向对象仿真语言Modelica和MWorks平台,开发了可扩展的发动机仿真模型库;在此基础上,利用模型库搭建了液氧煤油补燃循环发动机关机过程仿真模型,并对发动机关机过程进行了仿真计算,计算结果表明与试车数据基本相符,其中稳态相对误差小于5%,动态相对误差小于15%,初步验证了所建仿真模型的正确性;进一步分析了吹除气体压力、阀后腔道容积、关机工况等因素对发动机关机过程的影响。     

液体静压导轨小孔节流器结构对承载特性的影响研究

采用计算流体力学方法,建立支承油膜流场模型,对静压导轨支承油膜的承载机理及承载特性进行了研究,分析了小孔节流器孔径、孔长对承载特性影响,研究结果表明节流器孔径对油膜承载特性及刚度影响最大,而节流器孔长的影响次之,并通过实验进行了验证..     

重复使用液体火箭发动机用材料及工艺研究进展

系统梳理了国外几种典型的可重复使用液体火箭发动机用材料及工艺情况,着重介绍了氢氧火箭发动机、液氧/煤油火箭发动机、液氧/甲烷发动机等可重复使用液体火箭发动机的推力室、涡轮泵、喷管等关键构件材料选用及成型工艺情况。分析各种液体火箭发动机性能需求及结构特点,探究关键材料及工艺技术发展趋势,对比国内可重复使用液体火箭发动机材料及工艺研究现状,为后续可重复使用液体火箭发动机材料及工艺技术发展方向提供思路。     

基于数字样机的易燃液体排液设计和验证方法

随着新的材料、工艺在飞机上广泛地应用,导致飞机发生火灾的可能性极大地增加。 因此,防火设计是飞机的一个重点研究方向。 飞机易燃液体的防火措施主要包括:隔离、通风、排液、着火探测等等。 其中,排液设计是飞机防火的一种主要手段。 飞机的易燃液体主要分布在内部的油箱、液压燃油管路及相关的系统设备中,这造成防火设计特征元素( 点火源、易燃物等)复杂众多。 而在飞机设计迭代过程中,由于需要对这些特征元素的构型进行管理与控制,采用传统的方法进行易燃液体排液设计将带来极大的工作量,亟需新方法来解决。 提出了一种基于数字样机的排液方法,并剖析了数字样机建立和分析的主要思路,同时结合系统工程的技术对基于数字样机的易燃液体排液设计与验证方法进行了研究。