注塑件相似度计算方法

提出一种标准化的塑件相似度计算方法,塑件相似度由规范化的属性距离加权求和构成,并引入灵敏度系数对相似度、区分度进行调整。各权值按塑件各属性项对目标量的影响程度进行分配。所提出的算法可用于基于实例推理的注塑模设计中相似塑件的搜索与匹配。     

液体推进剂空间推进系统静态数学模型

针对采用液体推进剂火箭发动机的空间推进系统，推导了系统液路和气路的通用积分形式方程。对不同部件，根据其特点进行方程简化，给出了以压力为自变量表示流量的部件静态数学模型。这为开展空间推进系统的静态仿真研究奠定了基础。     

干扰因素对液体火箭发动机性能的影响

给出并改进了描述液体火箭发动机稳态工况的非线性数学模型；用修正的Ｇａｕｓｓ－Ｎｅｗｔｏｎ法求解各性能参数，分析了每个干扰因素分别对液体火箭发动机参数的影响，用非线性模型和小偏差方法对比分析了两个干扰因素分别和共同对发动机参数的影响；所得结论可用于发动机试验结果分析、发动机可靠性分析、发动机故障分析，也可用于揭示发动机参数随各种干扰因素的变化规律     

基于MEMS传感器的航天器振动特性测量方法研究及实现

为准确测量某卫星平台真实飞行过程发射主动段结构动力学响应及入轨阶段星板结构微振动特性,设计了一种新型MEMS振动测量系统,综合实现对卫星主动段及在轨阶段振动特性测量。针对卫星发射主动段振动冲击大、频谱范围宽且入轨段振动信号振幅和频率较低的特点,测量系统采用了大量程宽带压电式加速度计,以及国产MEMS加速度计和陀螺仪集成设计方案。卫星主动段各关键时段及在轨段各测量工况下的时域和频域冲击振动分析结果表明：测量系统压电加速度计、MEMS加速度计和MEMS陀螺仪均工作正常,测试数据完整有效,测量精度满足卫星结构动力学分析要求,输出结果符合指标要求,已具备产品化条件,具有广阔的应用前景。     

基于二次点火的飞行器横向转移入轨弹道设计

为了解决航天器发射过程因发射场地的地理位置约束造成的入轨夹角问题,基于火箭上面级二次点火,对航天器横向转移零速度偏差入轨弹道进行了设计。对二次点火和变射面横向转移弹道进行了研究,根据横向转移弹道特点,为简化控制程序,分时序对火箭二级非连续点火纵横向飞行程序进行了设计;并分析横向转移入轨弹道各项约束条件,建立弹道优化模型。根据弹道设计模型,以某两级液体燃料运载火箭为研究对象,对二次点火横向转移入轨弹道进行优化仿真。结果表明:入轨时刻航天器位置偏差为0.391m,速度偏差为1.277m/s,速度偏差比二次点火固定射面入轨弹道减少了737.844m/s,满足零速度偏差入轨精度要求。      

Attempt to study Marangoni flow of low-Pr-number fluids using a liquid bridge of silver

In order to experimentally investigate the Marangoni flow of low-Prandtl-number fluids in a liquid bridge geometry under the condition of small Marangoni numbers close to the critical Marangoni numbers Ma_c1 and Ma_c2, the formation of a liquid bridge of silver was attempted. The available temperature difference between the upper and lower rods to obtain a small Marangoni number, such as Ma = 50, was calculated for a 5 mm high liquid bridge for several molten metals. For molten silver, the possible temperature difference was estimated to be 16 K, whereas, for molten silicon, this was 0.38 K, which is unrealistic for the purposes of experiments. For silver, a free surface can be obtained in the wide range of oxygen partial pressures, whereas, for molten silicon, the available oxygen partial pressure range is very small; equilibrium oxygen partial pressure for SiO₂ formation is as low as 1.1 × 10⁻¹⁴ Pa. A liquid bridge of molten silver was successfully prepared and temperature oscillation was observed; the estimated Marangoni number was 160 and oscillation frequency was 0.26 Hz.     

多旋流器阵列贫油直喷燃烧室流场的数值模拟

采用雷诺应力模型(RSM)对于同旋向多旋流器阵列贫油直喷(LDI)燃烧室流场进行了数值模拟.计算结果表明,9个旋流器产生的回流区迅速变形衰减,在远离旋流器阵列的下游,形成了一个大的总体旋流.流场中存在的多个回流区及强湍流表明该燃烧室有潜力实现良好的燃烧性能.通过将RSM的模拟结果与激光多普勒测速仪(LDV)测量值进行比较发现,RSM准确描述了绝大部分流动特性,较好地求解了回流区和高速度梯度问题.      

卫星液体推进剂剩余量测量地面模拟试验

介绍了气体注入压力激励方法测量卫星液体推进剂剩余量地面模拟试验;给出了包括温度、压力变化特性,采样数据选择,试验结果等方面的详细情况;常规模型模拟测量结果表明,可以实现不确定度小于贮箱总体积１．０％的高精度测量。     

挡板对液体推进剂晃动力的影响

研究了全尺度重力探测卫星－Ｂ贮箱对于安装档板和不安装挡板情形下液体推进剂晃动的液体动力特性。结果显示,以重力瞬变加速度和重力梯度加速度为作用力的轨道加速度使液体推进剂产生了晃动,安装挡板使晃动幅度减小。由于推进剂在贮箱中上下运动的同时伴随着左右运动而产生了作用于贮箱上的力,通过液体推进剂与贮箱壁面的应力关系计算了作用在贮箱上的力。计算模拟结果显示,挡板产生的阻尼在减少流体晃恸 的同时也减少了流体作     

临界阻尼比法在POGO振动稳定性分析中的适用性

以典型的单元推进剂液体火箭模型为例,通过Hurwitz稳定性判据导出POGO振动稳定的充分必要条件,在此基础上深入研究阻尼比等参数对POGO振动稳定性的影响机理。研究发现,当结构阻尼比小于推进系统阻尼比时,结构阻尼比对于POGO振动稳定性的影响是单调上升的,此时临界阻尼比法是适用的;当结构阻尼比大于推进系统阻尼比时,结构阻尼比对于POGO振动稳定性的影响则是非单调和复杂的,增加结构阻尼比,可能提高系统稳定性,也可能降低系统稳定性,此时临界阻尼比法已不适用。相同的结论适用于推进系统阻尼比。本文还进一步指出结构与推进系统的耦合强度是POGO振动稳定性的决定因素。