流星体和碎片——航天器的微粒环境综述

介绍了流星体和碎片环境的特征和分布以及它们对航天器的影响和危害,并简单介绍了它们的探测方法和计算模式以及防护措施。     

真空羽流逆流污染的理论计算

针对普遍关注的羽流逆流污染问题,讨论了喷管出口背部位置受到的回流分子撞击热污染和分子沉积问题,从分子运动论和统计力学出发编制了计算程序,对不同的算例进行了计算,得到符合规律的结果,为火箭发动机设计和科学试验提供了理论依据。     

逆升压电子设备冷却系统控制方案的研究

分析了目前国内一些飞机基于三点温度控制方案的逆升压电子设备冷却系统的缺陷 ,提出了一种新的系统控制方案 ,即基于飞行速度和高度的逆升压电子设备冷却系统的控制方案。这一方案不需要人工干预 ,可实现全自动化。     

CS-01高空台推力测量和校准装置研制

推力是涡喷涡扇发动机高空模拟试验的重要测量参数之一。CS－01高空台原推力测量采用杠杆、砝码、测力秤系统，现采用原位校准，液压加载、应变式推力传感器来测量和校准，从而消除了“高度差”的影响，降低了稳态推力测量系统的测量不确定度。     

自由射流中飞机进气道前方亚声速流场数值仿真研究

为了预测航空发动机高空模拟自由射流试验中飞机进气道-发动机组合体前方的亚声速流场特性,优化试验舱的气动设计,采用 CFD 方法在亚声速自由射流和真实大气飞行条件下对某战斗机进气道的外流场进行数值模拟。分析了进气道对前方气流压缩作用与飞行马赫数关系,对比和分析了分别在自由射流与真实大气中进气道前和进气道入口处的马赫数分布,确定了3种马赫数下进气道在自由射流中的最佳安装位置。比较发现,亚声速自由射流对真实高空大气飞行进行模拟,可以得到马赫数相似的流场。     

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。     

空射倾斜转弯导弹制导控制系统设计

讨论了空射 BTT 导弹的制导命令的生成,特别是针对纵向通道降高问题,设计了一种新的降高段控制指令,然后给出了三个通道的 PID 控制器。六自由度的仿真结果表明这种制导控制设计是成功的。     

高空舱内次流与真空度对发动机台架测量推力影响的分析

通过高空舱内冷却空气流动与高空舱内外压差对发动机测力系统作用的分析,阐明了高空舱内次流和真空度对发动机台架测量推力影响的作用机理和本质差异,并从理论上论证了次流作用和真空度作用对测量推力影响的试验确定方法。      

塞式喷管效率高度特性分析

通过理论分析,结合塞式喷管具有高度补偿特性的特点,根据气流流动的情况,将塞式喷管的推力分为两部分,建立了两个不同的塞锥表面压力分布的数学模型,来分析塞式喷管发动机效率的高度特性非单调性变化的规律以及塞锥表面压力分布对其的影响。结果表明,在高的环境压强下工作时,由塞式喷管的高度补偿能力所获得的推力是引起效率高度特性曲线非单调变化的原因;在低的环境压强下工作时,由于塞锥的截短,效率高度特性曲线在设计点之前达到最大值。      

应用于翼型绕流的线性/非线性湍流模式的研究

本文选取了四个线性湍流模式、四个非线性涡粘性湍流模式和一个显式代数应力模式对绕翼型的不可压缩分离流动进行了数值模拟.因计算鲁棒性的需要,其中部分模式在壁面附近耦合了一方程模式.通过与实验结果的比较,对翼型在大攻角情况下流动产生分离的气动特性进行了评估.计算结果表明,非线性模式能够较好地反映湍流的各向异性和曲率影响.