大型固体火箭发动机喷管故障诊断的流场计算

针对某大型固体火箭发动机的喷管喉道后烧穿的故障进行了数值模拟,运用ＴＶＤ（ＴｏｔａｌＶａｒｉａｔｉｏｎＤｉｍｉｎｉｓｈｉｎｇ）ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式求解了喷管内流场的二维轴对称Ｎ－Ｓ方程,获得了流场的详细结构图谱,分析了故障的成因,指出喷管型面的导数不连续会导致当地壁温升高,是引发故障的直接原因。     

采用等高线地图的CGF地域表示和推理

采用等高线地图作为分布交互仿真环境中计算机生成兵力的地域表示.介绍等高线电子地图下计算机生成兵力系统地域表示和推理的一种方法.通过对地域显示、通视性检测和地形检测等几个基本问题的分析,表明采用该方法是可行的.具有地域表示范围大、地域推理简单明了的特点,并且地域数据真实、修改方便.这种方法比多边形地域表示法更适用于海上和空中大范围训练作战环境的仿真.     

钝尾物体底部压力计算

 提出了一种简便可靠的计算钝尾物体表面压力分布及底部压力的方法。将钝尾物体绕流流场分为无粘区、边界层区和分离区。无粘区和边界层区分别用位流理论和边界层理论计算。分离区由根据尾流函数等建立的替代模型模拟。利用奇点法解出整个模型的压力分布。计算釆用迭代法进行。对Vanwagenen模型和鲁尔大学模型进行了计算,结果表明该方法是成功的。     

液体火箭发动机环境因子的修正逆矩估计

对文献 [1]提出的适用于大样本失效数据的逆矩估计法进行修正 ,针对液体火箭发动机飞行及地面试车数据的特点 ,提出了其天地环境因子的修正逆矩估计方法。与现有方法相比 ,本文提出的方法更加适用于小样本失效数据情形下环境因子问题的研究。最后用数值例说明了该方法的应用     

固体推进剂定淬息距离凝相燃烧产物收集方法

含铝固体推进剂凝相燃烧产物对发动机的能量特性、热防护以及燃烧稳定性均有重要影响.为了排除燃烧过程中推进剂燃面退移造成的凝相燃烧产物淬息距离逐渐增大的影响,设计并建立了一套基于恒定淬息距离的凝相燃烧产物收集系统,并通过典型丁羟四组元推进剂凝相燃烧产物的收集和分析,对该收集方法进行了校验.结果表明,淬息距离恒定使得凝相燃烧...     

多传感器协同识别跟踪多目标管理方法

针对被跟踪的目标中存在虚假目标的问题,首先建立基于风险理论、贝叶斯理论和证据理论的目标识别模型,在此基础上考虑边跟踪边识别的情况,建立同时考虑目标跟踪和识别性能的风险函数模型。在模型求解过程中,提出一种基于多Agent分布计算理论的分布式算法。仿真实验结果表明:目标识别框架下能够对目标有效识别并及时停止对虚假目标跟踪;提出的传感器方案求解算法具有较好的求解质量和较快的求解速度;本文传感器管理方法能够避免传感器资源浪费,提高对真目标的跟踪效果。      

改进升力线理论和风洞试验结合的气动弹性修正方法

本文介绍了一种基于亚音速稳态定常流改进升力线理论与风洞试验相结合的大展弦比亚音速飞机的弹性翼面气动力分布载荷修正方法,设计目的是为了考虑具有大展弦比、弹性翼面结构的飞机翼面结构弹性变形对气动载荷分布的影响。     

工艺参数对单晶锗车削表面明暗扇形分布影响研究

单点金刚石车削单晶锗端面时,其表面可能呈现明暗扇形区域相间分布的现象,该现象的出现与工艺参数密切相关。通过分析材料特性对脆塑转变临界未变形切屑厚度的影响,指出明暗扇形现象出现的可能原因。结合正交实验,研究了主轴转速、切削深度、进给量对单晶锗表面明暗区域扇形分布的影响。将实验结果进行极差分析,分析各工艺参数对工件表面质量的影响规律,为下一步研究提供了参考。     

用Nocilla模型计算卫星气动力系数和热流密度分布

本文用Nocilla粒子-表面作用模型计算卫星在运行轨道中整体气动力系数和星体表面热流密度分布,文中列出了详细计算公式和一个算例。     

基于改进Taguchi方法的航空发动机装配成功率计算方法

考虑到运用传统的Taguchi方法在进行公差分析和装配成功率计算时,在计算精度上的不足,无法满足航空发动机研制过程中公差设计高精度、高效率、短周期、多组成环等要求。针对该问题,文中提出一种基于改进的Taguchi方法的装配成功率计算模型。利用改进的Taguchi方法对统计数据的前四阶矩进行计算,并结合Pearson分布理论建立装配成功率的计算模型。在理论分析的基础上,以某型航空发动机涡轮转子的装配成功率为例进行计算。结果表明:与蒙特卡洛仿真结果对比,改进的Taguchi方法在对装配间隙的峰度进行估计时使相对误差由原来的19.38%降低到0.21%;用本文所提方法得出的装配成功率与蒙特卡洛仿真结果的相对误差仅为0.02%,计算结果验证了该方法的有效性。