基于发展的PWM Switch模型的Buck/Boost双向直直变换器建模及分析

提出了双向功率流动场合的PWM Switch模型,同时选取典型的Buck/Boost双向变换器作为评估平台。小信号分析结果表明,Buck/Boost双向直直变换器通过仅控制Buck模式主控管可以对电池充放电模式进行切换。其提供了对变换器稳态及动态性能研究的一种快速仿真方法。基于改进PWM Switch模型及器件级电路的详尽仿真对比验证了模型的精确性。     

基于关联维数的风机失速特征研究

针对非线性系统的特点,区别于以往对线性系统使用的时域、频域定性分析法,用分形维数定量刻画系统运行状态.运用非线性动力学理论,通过相空间重构选取延迟时间为18,嵌入维数为1到25,计算了风机失速前后压力信号的关联维数.研究发现关联维数由失速前的1.428下降到失速后的1.198.研究结果表明关联维数对失速信号是敏感的,可以用作判断风机失速的特征量.     

一类MIMO状态可观测非线性系统的激励辨识

研究一类多输入多输出(MIMO)状态可观测非线性系统的激励辨识问题,输入激励信号采用高斯白噪声,均匀采样获得输出状态数据;根据Girsanov定理获得系统参数的渐近无偏估计;数值仿真试验说明了该方法的有效性并发现多变量耦合辨识中的噪噪比(NNR)现象;最后给出该系统的分步激励辨识算法。     

纤维缠绕壳体前后接头连接密封结构强度和刚度计算与试验

分别用铁摩辛柯材力法和本文提出的半离散、半解析方法,对固体火箭发动机燃烧室复合材料壳体前后接头连接密封结构的强度与刚度进行了理论分析与计算,并和试验结果进行了对比。     

稳定器流动、燃烧实验及冷态大涡模拟研究

蒸发式V型稳定器是一种适用于加力式涡扇发动机加力燃烧室的外涵稳定器,本文在冷态实验中测量其流阻,同时在热态实验中测量其工作范围,并用大涡模拟对其冷态流场进行了三维全尺寸非稳态的数值模拟。分析表明,多处的回流区的组织有利于增加稳定器的稳定工作范围。      

撞击载荷作用下固体火箭发动机安全性分析

以机械撞击载荷下固体推进剂裂纹摩擦热点细观模型为基础,考虑推进剂基体粘性加热,结合热粘弹理论和动力有限元法,分析计算发动机结构撞击变形及装药内部热点形成,确定产生高温热点撞击临界速度.通过对含能材料Steven撞击试验、小型试验发动机撞击试验分析计算及结果对比,证明了理论模型及计算方法的有效性.     

潜入喷管背壁区熔渣沉积的机理分析与数值模拟

为了探求固体火箭发动机潜入喷管背壁区中熔渣沉积的机理和预估方法,采用欧拉-拉格朗日法模拟两相内流场,采用随机轨道模型跟踪离散相轨迹,确定了燃烧室中粒子的直径分布和两种熔渣捕获判据,分析了不同壁面恢复系数对熔渣沉积计算的影响,计算得到的熔渣最小占Al2O3总生成量的0.201%,最大占到0.287%.与实验数据对比证明该预估方法是准确可靠的.     

水反应金属燃料发动机初步试验

介绍了水反应金属燃料发动机试验系统,提出了水燃比、工作压强及试验燃烧效率计算方法,为试验设计和发动机性能评价提供了依据。对水反应金属燃料发动机进行了试验研究,并根据试验结果对药柱组分、发动机结构及供水系统进行了改进。试验表明,中等含量金属燃料加水后可稳定燃烧,通过增加燃料中镁含量、稳定进水流量和增加补燃室长度等措施,可有效提高发动机燃烧效率。     

A Hybrid Optimization Approach for SRM FINOCYL Grain Design

This article presents a method to design and optimize 3D FINOCYL grain （FCG） configuration for solid rocket motors （SRMs）. The design process of FCG configuration involves mathematical modeling of the geometry and parametric evaluation of various independent geometric variables that define the complex configuration. Virtually infinite combinations of these variables will satisfy the requirements of mass of propellant, thrust, and burning time in addition to satisfying basic needs for volumetric loading fraction and web fraction. In order to ensure the acquisition of the best possible design to be acquired, a sound approach of design and optimization is essentially demanded. To meet this need, a method is introduced to acquire the finest possible performance. A series of computations are carried out to formulate the grain geometry in terms of various combinations of key shapes inclusive of ellipsoid, cone, cylinder, sphere, torus, and inclined plane. A hybrid optimization （HO） technique is established by associating genetic algorithm （GA） for global solution convergence with sequential quadratic programming （SQP） for further local convergence of the solution, thus achieving the final optimal design. A comparison of the optimal design results derived from SQP, GA, and HO algorithms is presented. By using HO technique, the parameter of propellant mass is optimized to the minimum value with the required level of thrust staying within the constrained burning time, nozzle and propellant parameters, and a fixed length and outer diameter of grain.     

固体火箭发动机绝热层温度场的有限元计算方法

利用有限元法计算了固体火箭发动机绝热层在移动边界条件下的二维温度场.采用碳化层-热解面-原始材料的二维碳化烧蚀模型;推导了将热解气体对流项作为源项的有限元计算方法;采用当量对流换热系数和当量热流的方法处理复杂边界条件.采用无限插值法获得移动边界条件下的三角形网格,提高了网格生成速度和网格质量.计算结果表明,利用有限元法计算固体火箭发动机绝热层的温度场收敛性和稳定性都较好.