固体运载火箭弹道设计与优化

本文针对采用固体火箭发动机卫星的陆基多级固体运载火箭弹道进行了详细的阐述，提出了适合固体运载火箭弹道计算和弹道优化的方法，该方法适用于方案论证和初步弹道计算。     

涡扇发动机最小红外特征模式性能寻优控制研究

为抑制涡扇发动机排气系统的红外特征,提出一种基于红外预测模型的最小红外特征模式性能寻优控制。首先,建立一种排气系统正后向红外辐射强度简化预测模型,该预测方法考虑了排气系统内高温部件和尾喷流的红外辐射,以及尾喷流对高温部件红外辐射的吸收作用,具有可信的仿真精度;其次,基于涡扇发动机部件级实时仿真模型,增加了从外涵引气冷却中心锥和尾喷管扩张段内壁的冷却结构和红外预测模块;最后,基于该模型探索了最小红外特征模式的优化原理,并选用可行序列二次规划(FSQP)算法,通过控制高温壁面冷却气的流量,主燃烧室的燃油量以及尾喷管喉道面积,对两个亚声速巡航状态的工作点进行实时优化。仿真结果表明:在满足发动机推力恒定以及其他约束条件的前提下,发动机通过最小红外特征模式性能寻优控制,其排气系统后向红外辐射下降了30%以上,红外抑制效果显著。     

火箭煤油热裂解研究

为了探究火箭煤油热裂解过程以及抗氧化剂对热裂解过程的影响,通过火箭煤油静态热裂解实验研究了火箭煤油在683K～713K条件下裂解转化率、裂解产气率、气相产物组成随温度和时间的变化规律。同时,对比了加入1wt%抗氧化剂邻甲基对苯二酚(THQ)的火箭煤油热裂解行为,发现THQ对火箭煤油热裂解有明显抑制作用。683K～713K下,火箭煤油添加1wt%THQ前后的裂解活化能分别为150.0kJ/mol和210.5kJ/mol,并获得了相应的Arrhenius热裂解方程。对比发现我国火箭煤油裂解速率常数小于美国RP-1,RP-2火箭煤油。     

火箭贮箱箱底瓜瓣拉深成形数值模拟

基于钣金成形仿真软件,数值模拟了火箭贮箱箱底瓜瓣零件的拉深成形,对瓜瓣拉深模具的拉延筋结构和压边力进行了优化,获得了半圆截面等效拉延筋结构的参数最优组合。     

塞式喷管二次喷射推力矢量控制研究

采用流体二次喷射方案,对塞式喷管发动机进行了不同工况的推力矢量控制冷流试验研究。在试验中,主要对影响推力矢量控制性能的参数:二次流流量、位置、喷射角度、二次流喷射孔的数量以及喷射孔出口面积大小等进行了研究。试验数据表明:二次流的工作参数和环境压力对侧向力的影响比较大。在高空环境下,推力矢量控制效果比较好,但在地面条件下,产生的侧向力比较小。二次流喷射产生侧向力的同时,对轴向力也有一定的增加。     

Index allocation for a reusable LOX/CH4 rocket engine

Reusable rocket engines are the core components of reusable launch vehicles, and have thus become a major focus of aerospace engineering research in recent years. In practice, subsystem design is based on the overall index allocation of an engine; therefore, a multidisciplinary optimization approach is necessary. In this study, design of a reusable methane/liquid oxygen (LOX/CH4) rocket engine with a gas generator cycle was investigated using multidisciplinary optimization. Two parameters were chosen as design variables: pressure and fuel mix ratio of the main combustion chamber. Optimization objectives were specific impulse, structural mass, and life cycle cost of the reusable rocket engine, and constraints were assigned to each discipline according to rocket design requirements. Then, an optimization model was developed, and optimal design parameters were acquired for the LOX/CH4 rocket engine. The proposed method is effective for designing the index allocation of reusable rocket engines and takes into account the multidisciplinary nature of complex systems.     

火箭低空级间热分离初期流场特性数值模拟

采用耦合求解轴对称非定常NS方程与一维分离动力学方程的方法,对多级火箭低空级间热分离初期过程进行数值仿真。依据仿真结果描述低空级间热分离初期流场的两种典型结构：内部为喷管扩张段流动分离以及外部为级间缝隙横向喷流与超声速外流的干扰流场;给出两种典型流场结构中位于上面级弹体表面（喷管内）的流动分离点位置以及壁面压力分布随仿真时间的变化;初步估算流动分离线偏斜时内外流动分离区域对上面级弹体的干扰力矩。通过分析数值模拟与力矩估算结果,发现在低空级间热分离内外流场中流动分离激波后方形成的高压区域是上面级所受干扰力矩的重要来源。研究结论可为级间热分离过程干扰机理研究提供理论方向,为级间热分离时序设计提供参考。     

火箭基组合推进研究现状与前景

对国内外火箭基组合推进系统(RBCC)的研究动态和进展情况进行了总结,阐述了不同时期火箭基组合推进研究计划的重点和所取得的研究成果。分析了火箭基组合推进系统涉及的多项关键技术及其研究进展。论述了火箭基组合推进在两级入轨可重复使用天地往返系统、临近空间及空天飞行器和单级入轨方面的应用前景,并对国内这方面的研究提出了建议。     

大推力速燃火箭发动机蜂巢状装药的设计与理论分析

针对速燃火箭发动机大推力短燃时的特点,提出一种满足此要求的新型装药——蜂巢状装药,并对该药型的内弹道特性、燃面规律和力学特点作出了定性和定量分析,对速燃发动机的装药设计有一定的借鉴意义。     

火箭发动机固体药柱的X射线照相检验

介绍复合包敷层厚壁固体药柱的Ｘ射线检验透照工艺的设计和检测结果的评价。可发现气孔和装药不均匀等缺陷,检测出的最小缺陷为φ３ｍｍ的气孔。