椭圆底扁薄球壳结构的双稳态力学行为

针对可变形鼓包型面设计方案需求,以铰支边界的椭圆底扁薄球壳模型为对象,通过数值仿真研究了结构双稳态构型的转换机理以及需要满足的参数条件;对稳态构型转换中的跳变类型以及影响因素进行了分析;给出了不同驱动方式下,加载位置和形状参数对稳态构型转换需要的临界驱动力以及结构内应变的影响.结果表明:结构在铰支约束下存在双稳态需满足一定的拱高厚度比;稳态构型在转换过程中存在局部跳变和整体跳变组合方式,可以通过选择加载位置和结构参数进行控制;结构发生跳变时的临界载荷和结构内应变与加载方式和结构参数有关.      

火箭发动机高频燃烧不稳定非线性分析

为探讨火箭发动机高频燃烧不稳定的机理,建立了不稳定燃烧非线性物理模型,研究燃烧速率对燃烧室的波动现象非线性反馈机制,简化气相化学反应流体力学控制方程组,得到了相应的数学模型。用“平均法”数学模型和仿真的结果表明,系统在一定的参数范围内发生复杂的分岔和混沌现象,并得到各种物理参数对燃烧与波动耦合产生燃烧不稳定现象的影响规律。     

煤油-氧火焰中铁的辐射光谱实验研究

为了对羽流激波中金属光谱特性进行研究,用煤油-氧火焰气体模拟煤油-氧发动机的羽流,以二茂铁溶于煤油模拟发动机材料铁的磨损,给出不同混合比下铁在火焰中辐射光谱的实验与仿真结果.实验光谱数据随铁的浓度不同而变化,理论光谱与实验结果吻合较好,验证了羽流中金属原子辐射光谱的仿真程序.为基于羽流光谱分析的发动机故障诊断研究奠定了实验与理论基础.     

大气中N2O4/UDMH推进剂蒸发特性的研究

正确评估火箭爆炸后残留于地面的有毒推进剂形成的毒气的危害范围 ,关键问题之一是弄清楚渗入泥土中有毒推进剂的蒸发规律。介绍了 N2 O4/ UDMH推进剂在大气中蒸发的实验研究结果以及一种推进剂蒸发速率计算数学模型 ,实验结果与模型计算结果基本一致     

一种快速制备C/C材料方法的探索研究

介绍了一种新的Ｃ／Ｃ材料制备方法－－快速化学液气相渗透致密法。利用该技术,采用碳毡作预制体,以两种液态低分子有机物作碳源前驱体沉积时间在３ｈ内,沉积温度在９００℃￣１１００℃范围内可获得密度达１．７４ｇ／ｃｍ＾３的Ｃ／Ｃ材料。碳纤维表面最大沉积速率可达６４μｍ／ｈ,比传统的等温ＣＶＩ沉积速率（０．１μｍ／ｈ￣０．２５μｍ／ｈ）提高了２００倍以上,并初步分析了该技术快速致密多孔预制体的机理。     

液体火箭发动机系统面向对象分析方法

对液体火箭发动机系统面向对象分析方法进行了探讨,提出了功能型部件、检验型部件和系统调节器三类广义部位的概念,并给出了它们的结构。描述了实际系统分割和顺序化计算过程,给出了顺序化计算方法明确的数学表示。将面向对象分析方法应用于发动机构型研究,建立了发动机功率平衡计算方法和静态特性分析方法。基于这些方法的应用程序通用性好,计算速度快、精度高。     

层板式喷注器在空间飞行器发动机中的应用综述

综述了层板式喷注器在空间飞行器液体火箭发动机中的应用。着重举例分析了层板式喷注器应用于航天飞机轨道机动发动机、小推力姿控发动机、燃气发生器中所获得的优于传统喷注器的良好性能和效益;分析了层板式喷注器在小推力＿液体火箭发动机稳态和脉冲方式工作时对抑制排气羽流污染的有效作用;最后提出了研制层板式喷注器所需进一步做的工作。     

液冷装备散热能力的工程生理学分析

文章对航空航天活动中使用的液冷装备散热能力影响因素,从工程生理学角度进行分析讨论,以便能够结合实际情况,合理选用有关参数,提出最佳设计方案,从而使制作的装备,具有更高的人-环热交换能力,更好地保证人-机工效,最终圆满完成各种飞行任务. 所讨论的影响因素包括:(1)关于液温与流量问题;(2)致冷部位与液流方向;(3)装备内的水汽压问题;(4)身体不同活动水平以及(5)服装结构、接触面积、隔热性能和使用方法等.     

空间液体测量技术的发展

回顾了空间液体测量技术发展概况;对各种具体的测量方法进行了原理性介绍,并在相互比较的基础上作出了评述;对中国开展此项工作提出建议     

模糊超体神经网络及其在火箭发动机故障分离中的应用

提出了一种用模糊集表示火箭发动机故障模式的神经网络二次分离器,模糊集是由模糊超体聚集形成的集合体,模糊超体在一次分离中表现为由半径和球心确定的n维超球,在二次分离中是一个由夹角、球心和方向矢量确定的部分超球。神经网络二次分离学习算法与一次学习算法相比,提高了训练样本的分离精度,增强了神经网络对故障的敏感性。