涡轮泵转子的临界转速研究(Ⅳ)分布质量轴的传递矩阵法

根据旋转的 Timoskenko梁的运动微分方程式 ,导出分布质量轴段的 4× 4阶精确传递矩阵 ,计入轴分布质量的平动惯量、转动惯量、陀螺力矩和剪切变形的影响 ,并计算了三个转子的临界转速。算例的计算结果表明 ,轴模型是否按分布质量考虑、是否计入平动惯量、转动惯量、陀螺力矩和剪切变形 ,对临界转速有明显的差别 ;同时在等截面轴不分段情况下 ,传递矩阵的计算结果和精确解一致性很好 ,表明计算实际转轴临界转速时 ,只需按截面不同划分轴段 ,即所取的轴分段数量少 ,就可以达到很高的计算精度     

羽流光谱的原子辐射仿真

为对液体火箭发动机羽流光谱实验数据进行定量分析 ,通过建立高温气体下辐射传递模型 ,对1 Cr1 8Ni9Ti的理论光谱进行了仿真计算。结果表明 ,在路径一定的情况下 ,羽流中原子浓度较低时 ,可采用光学薄模型 ,原子浓度较高时 ,可采用光学厚模型     

基于正弦基础激励的航天器结构模型修正方法

正弦振动试验是航天器系统级和单机产品需要开展的常规试验,充分利用工程中积累的正弦试验数据进行结构模型修正具有重要的工程意义。文章首先介绍了基础激励下结构模型修正方法,通过矩阵分块、待修正参数归一化、参与修正的频率点选择等步骤,推导出基于基础激励的模型修正公式;然后对国际通用算例GARTEUR桁架结构的有限元模型进行修正,分析修正后模型在修正频段内和修正频段外计算所得模态频率,验证修正后模型对模态频率的复现和预示能力,通过对比试验模型、分析模型和修正后模型中4个典型节点的响应曲线,检验修正后模型精度。结果表明:修正后模型的模态频率和响应曲线均与试验模型趋于一致,证实了该修正方法对GARTEUR结构修正的有效性。     

New trade tree for manned mars missions

Recent studies on human missions to Mars suggest revisiting the parameters that have the most important impact on the complexity, the initial mass in low Earth orbit, the risks and the development costs for the first journey to the red planet. In the last NASA reference mission, a trade tree is proposed.     

NEPE推进剂/衬层结构-性能MD模拟（Ⅱ）--复杂体系组分分子迁移和配方设计示例

用分子动力学( MD)方法,对( PEG/NG/BTTN)/NPBA/HMX/AP/PEG/N-100//HTPB/TDI复杂的推进剂/衬层模型体系进行295 K-NVT模拟研究,展示了组分分子的浓度分布和迁移状况,发现HMX和NPBA分子有向界面层迁移趋势,而AP则呈平均分布态势。以RDX等量取代HMX后所得新配方的MD模拟研究表明,前者拉伸模量( E)、体模量( K)和剪切模量( G)、柯西压( C12-C44)和K/G值均有明显下降,表明新配方的刚性、强度和延展性均有下降;新配方中引发键(N—NO2)最大键长(1.528?)明显大于原配方中相应值(1.503?),预示新配方感度增大、安全性将下降;比较RDX、HMX与其他组分之间的结合能,前者小于后者,预示新配方的相容性较差。     

斜切反喷管流场的数值模拟

为了在级间分离期间提供反推力，许多固体火箭发动机前端都装有一组斜切反喷管。由于反喷管的气动型面具有许多尖点，并且在超声速区有一个台阶，喷管内存在一系列激波，而且亚声速区和超声速区互相混杂。本文用时间相关法数值模拟了反喷管流场，控制议程用Ｍａｃ Ｃｏｒｍａｃｋ显格式求数值解，边界参数采用物理边界条件和从双特征线方法推导来的有效的特征方法为计算，为于固壁边界点，在不同的区域采用不同的方法对计算方程组求     

嫦娥三号推进系统在轨推进剂耗量计算方法

嫦娥三号推进系统推进剂剩余量是探测器每次变轨前需要确认的重要数据,液体推进剂剩余量计算误差会导致对嫦娥三号探测器质量估计错误,从而导致预期目标与变轨结果发生偏差,需要对轨道进行修正,导致在轨推进剂消耗量额外增大.因此,选择合理的在轨推进剂耗量计算方法是圆满完成嫦娥三号探测器飞行任务的保障。通过比较各种推进剂剩余量测量技术的测量精度、测量可靠性及使用成熟度,同时考虑嫦娥三号推进系统的实际产品配置情况和研制试验情况,嫦娥三号探测器在轨推进剂耗量计算采用加速度计法和薄记法进行综合估算.其中,轨道机动时主要采用加速度计法进行计算,其他时段主要采用薄记法进行计算。飞行试验数据分析表明,该方法有效且精度较高,可以推广应用于空间推进系统在轨推进剂耗量计算。     

固体火箭发动机地面试验中测量误差分析

介绍了固体火箭发动机试验中测量误差分析的一般过程，讨论了标准量标准量传递和测试系统静态校准过程中的误差及其计算方法，以及直接测量参数和间接测量参数不确定度的计算方法。     

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。     

网上考试系统的设计与实现

本文讨论了一种新的考试方法———网上考试 ,并讨论了一种基于B/S系统实现网上考试的思路和设计方法 ,并对实现网上考试系统的部分关键技术进行了分析