用FVM法计算固体火箭羽流的红外特性

建立了有限体积法(FVM)的理论模型模拟固体火箭羽流的红外特性,研究了燃气组分H2O,CO2,CO,HCL,OH,NO的吸收和发射,以及AL2O3粒子云的吸收、发射和散射,还研究了两相流场中气相和粒子云温度不均匀时对辐射传输方程的修正。计算一单喷管固体火箭的二维轴对称羽流在光谱2~5μm的红外特性,给出羽流辐射的空间分布和光谱分布并与文献计算的结果对比。研究表明:有限体积法能较好地模拟固体火箭羽流的红外特性;粒子辐射占固体火箭羽流红外辐射的主要部分;在光谱2~4μm粒子辐射使羽流辐射增强,而在光谱4~5μm粒子辐射使羽流辐射减弱。     

液体推进剂泄漏应急处理

提出液体推进剂泄漏事故的应急处理措施，包括人员疏散、隔离区划分、受伤和中毒人员救治，抢救人员个人安全防护以及其他控制险情的方法。     

低温推进剂火箭喷泉效应及其抑制

针对低温推进剂火箭应用过程中出现的喷泉效应，在深入分析其产生机理的基础上，介绍了氦气注入、补充加注和循环回流三种相应的抑制方法。试验和应用结果表明，这三种方法可有效地实现系统平衡，抑制喷泉效应。     

基于及时修正策略的成败型产品可靠性增长分析

针对及时修正试验策略，根据Fries可靠性增长模型和Duane学习曲线特性，基于不同的失败类型对模型进行了扩展。用进化算法对似然函数求极值，获得了参数极大似然估计，以及最终研制阶段可靠性点估计。对某固体火箭发动机可靠性增长实例的分析结果表明，与经典评估方法相比，本文模型更具优越性。     

含缺陷固体发动机两相流场计算方法研究

通过对国内外含缺陷固体发动机性能预示方法的分析比较，提出采用“N－S方程＋粒子仿真”方法来计算两相流动的新途径，并对某轴对称两相流动的流场进行仿真计算，计算结果表明，该计算方法可行，计算模型合理，能够较为准确地反映两相流中颗粒相对气体流动的影响。     

固体火箭发动机试验模态分析技术研究

将固体火箭发动机划分为144个自由度，采用锤击法，单点激励多点响应（SIMO）对其在4种工况下进行了频率响应的测量，应用了多种方法进行模态参数识别和数据拟合，并对其结果进行比较，获得了发动机在各工况1kHz以内的各阶固有频率、振型和阻尼，并对试验模态分析技术在固体火箭发动机试验中的应用进行了研究。     

固体火箭发动机地面试验中测量误差分析

介绍了固体火箭发动机试验中测量误差分析的一般过程，讨论了标准量标准量传递和测试系统静态校准过程中的误差及其计算方法，以及直接测量参数和间接测量参数不确定度的计算方法。     

平板缝隙溅击喷嘴冷流混合特性

作为变推力液体火箭发动机上环形缝隙式喷嘴基本特性研究的一部分,本文研究了溅板的加入,以及溅板几何尺寸的改变对喷雾场冷流混合特性的影响。结果表明,溅板的加入改善了流强与混合比分布。溅击角的增大和合成膜在溅板上撞击线的内移不同程度地提高了E_m值。合理的设计和准确控制喷注参数可以获得满意的流强与混合比分布。     

液体远地点发动机工作期间卫星姿态的自适应控制

本文将全系数自适应控制方法用于带有液体晃动和挠性太阳帆板的三轴稳定地球同步轨道卫星在远地点发动机工作期间的姿态自适应控制。仿真结果表明,用全系数自适应控制方法设计的控制器,其动态性能好,对参数变化的适应性强,抗干扰能力强,鲁棒性好,性能指标完全满足设计要求。     

跨大气层和空间区域飞行器的液体推进剂管理

根据大气层飞行环境与机动飞行特点,以及空间飞行环境与液体推进剂特点,分析了跨大气层和空间区域飞行器的保证重力场和失重状态下均无夹气液体输送、控制液体推进剂质心位移、剩余推进剂空间排放和重复使用等液体推进剂管理技术要求。阐述了相应的关键技术,如包括无夹气输送、液体质心位移控制、失重状态下的流体动力、参数确定和结构设计等管理模式确定,以及包括模型参数确定、模型、状态模拟和验证等的管理模式试验。