随机轨道模型在喷管两相流计算中的应用

应用随机轨道模型对喷管内气-固两相流动进行了数值模拟,结合实验测量结果对使用随机轨道模型和确定轨道模型两种方法的计算结果进行了对比分析,研究了不同固相参数(固相质量比和粒子平均直径)下的固体火箭发动机喷管性能。研究发现,随机轨道模型对实际流动现象的模拟优于确定轨道模型,随着固相质量比和粒子平均直径的增加,喷管两相流损失增加,冲量系数下降。     

应用分力合成的步进电动机驱动方案研究

针对航天器往往具有大型挠性附件以及步进电机常作为其主要驱动系统的特点，对分力合成主动振动抑制进行了讨论，建立了相应的数学模型，对步进电机驱动挠性结构时产生的振动以及挠性振动对刚性运动的影响进行了分析，提出了应用分力全盛方法的驱动方式。数值仿真和实验均验证了该方法的正确性。     

大型固体发动机旋转试车头部热防护工程分析

介绍了与ＬＭ－２Ｆ运载火箭配套的固体近地点变轨发动机的结构参数和在地面旋转试车时出现的头部烧穿故障。     

航天用系列行波型超声波电机的研制

简述了超声波电机在航天领域的应用情况，并介绍了所研制的系列行波型超声波电机（直径分别为80mm、60mm、45mm和30mm）的结构形式、摩擦材料、粘结工艺、温度特性、机械特性和瞬态特性，提出了神经元自适应PID算法实现高精度的速度和位置控制。结果表明其具有良好的特性，适用于空间机器人、登月车、太阳能帆板、CCD等空间机构的驱动，并结合航天领域的应用要求，提出了下一步的研究重点。     

水下固体火箭发动机尾流场计算

采用了二维定常气流场模型和轴对称理想水流场模型,对水下工作固体火箭发动机尾流场进行了耦合数值求解。考虑了高温燃气与水介质之间传热、汽化等对内部气体流动的影响,数值模拟了尾流场中压强、温度在发动机尾流场中沿轴向、径向的分布规律和特征及参数变动对喷管性能的影响,所获得的流场压强、温度分布规律可为水下工作固体发动机设计提供依据。     

固体火箭发动机燃烧室结构径向振动与内弹道性能的耦合计算

研究了由推进剂药柱和壳体组成的燃烧室结构径向振动对发动机内弹道性能的影响。在一维非定常内弹道方程中,分别考虑了结构径向振动对内弹道方程和燃速的影响,研究了在给定燃烧截面内,由于燃烧室压强变化引起的结构径向振动。据弹性力学理论和振动机理,得到了简化的等效径向振动方程;对内弹道和结构径向振动进行了耦合计算,分析表明当内弹道出现周期性的压强振荡时,会引发与结构径向振动之间的耦合作用,使得燃烧室压强振荡振幅上升一个量级,对发动机的工作安全产生危害。     

固体火箭发动机推力终止过程的数值分析

本文指出,在大、中型固体火箭发动机的推力终止过程中,打开反向喷管(或辅助排气孔)必定导致产生一系列强度相当大的压力脉冲,而现有的理论分析均不能预估和解释这一现象。本文提供了一组冷模拟实验结果,讨论了产生压力脉冲的原因,提出了估算其强度的方法,并且应用特征线法和激波拟合法进行一维非定常流动的数值计算,发展了一种能够同时预估压力脉冲强度的内弹道计算程序。预估结果与实验曲线吻合良好。     

微型固体火箭发动机点火增压过程瞬态燃速辨识

建立了微型固体火箭发动机点火增压过程一维非定常仿真模型;基于发动机点火增压物理过程,采用拉丁超立方设计方法进行了仿真试验设计,得到了传热模型参数和不同压强范围瞬态燃速模型参数的最优估计。计算和试验结果的对比表明,辨识所得模型参数合理,修正后的dp/dt燃速模型适用于微型固体火箭发动机升压速率较高的情况。     

固体火箭发动机直列式点火系统设计

介绍了与直列式火工品相关的美国军标以及我国在固体火箭发动机直列式点火系统研究方面的现状，概述了直列式点火系统概念和优点。对以硼／硝酸钾为始发药的直列式点火系统进行了设计计算，初步计算结果是冲击飞片速度约为3500m/s。而试验表明在此冲击飞片速度下，本文设计的固体火箭发动机用直列式点火系统能够将硼／硝酸钾点火药可靠点火。