一维喷管化学反应流的吉尔方法研究

建立了一维喷管化学反应流计算模型,并进行了数值求解,给出了喷管内一维化学反应流计算结果。采用吉尔方法解决控制方程组的刚性问题获得满意效果。计算中解决了化学反应流计算中初值难于给定和喉部条件难于确定等问题。并通过对氢氧发动机喷管的分析计算,证明了这种方法的正确性。     

空地导弹最小射程的一种估计方法

针对机载发射的空地导弹最小射程 ,把发射后的空地导弹看作一个受重力作用、推力等于阻力并具有水平初速的下滑飞行体 ,提出了一种估计方法并编制了计算机软件 ,对影响空地导弹最小射程的主要因素进行了量化分析。研究结果表明 ,空地导弹的最小射程由启控时机、载机初速、投放高度、下滑高度差及末制导最小距离等因素决定。该方法已用于某型空地导弹总体设计方案的分析与评估     

液体运载火箭飞行后发动机推力计算方法

对运载火箭飞行后发动机推力的各种计算方法进行了比较与分析,认为用视速度法计算推力更能反映发动机自身的特性且计算准确度高。     

基于PLZT的RAINBOW陶瓷的特性及其微观结构

RAINBOW陶瓷是一种具有内部应力偏移 ,并具有特殊的拱形结构的大位移驱动材料 ,它是通过将普通的压电陶瓷在高温下化学还原制备所得。实验表明 ,PLZT压电陶瓷具有较好的还原性能 ,还原层厚度与时间有线性关系 ,理想的还原条件为 :95 0℃保温 1～ 1 5h ;电镜照片显示RAINBOW陶瓷有明显的分层结构 ,还原层表现出穿晶断裂而未还原层则是沿晶断裂的特征。XRD谱发现还原层主要由金属Pb及PbO ,ZrO2 ,ZrTiO4等氧化物组成 ,原先的晶体结构已不存在 ;还原机制的理论分析与实验结果一致     

光学材料亚表面损伤深度破坏性测量技术的实验研究

基于差动原理对HF酸恒定化学蚀刻速率法进行改进,以降低环境(温度、HF酸浓度等)变化对测量结果的影响,从而提高测量效率和测量准确性。并将在新方法测量实验后的结果与理论估计值进行了比较分析。     

半封闭通道射流冲击换热特性的实验

运用红外热像仪测试技术对半封闭通道单、双排孔射流冲击冷却进行了热像显示试验,总结了各种流动参数和几何参数对局部换热特性的影响规律:对于单排垂直射流,冲击冷却效果随冲击雷诺数的增加、孔间距与直径比的减小而得到提高,冲击间距比为2时换热效果最好;冲击孔中心线向通道封闭一侧倾斜后,射流冲击冷却的范围变窄,当冲击间距比大于2时驻点区的对流换热能力明显降低;对于双排冲击射流,在较小的冲击射流雷诺数和较大的冲击间距比下,后排射流的冲击换热效果要逊于前排射流。      

有翼飞行器大攻角分离涡模拟

基于势流方程,采用涡格法和三维离散涡相结合,模拟具有升力面分离涡的大攻角弹冀、弹体、尾翼组合体绕流。该方法适用于高亚音速、小攻角或大攻角有翼飞行器的压力分布、法向力和压力中心等气动特性的数值计算,并具有显示三维涡流场的能力。     

动态优化中的动响应高阶修改及灵敏度分析

本文通过建立设计变量空间到重分析变量空间的映射关系,然后在重分析变量空间,考虑动响应高阶方向导数及动响应修改量的泰勒级数表达式,利用模态分析技术,推导出一套动响应高阶修改和计算动响应梯度的公式。其工作量完全同于一阶导数修改。公式适合于采用模态截断来限制计算代价的大型飞机结构动态优化设计。算例表明公式具有高精度和高效率。     

采用局部电流平衡模型计算同步轨道航天飞行器上界负电位

本文采用局部电流平衡模型,在无光照条件下,对不同表面材料、不同几何形体的航天器充电情况进行了计算.计算得到的最大负电位代表在同步轨道上飞行的航天器充电时可能达到的最坏情况.计算还得到某些航天材料可能出现多重带电的现象.      

空间站大型伸展机构柔性多体动力学数值计算

对用ｋａｎｅ方法建立的空间站大型伸展机构柔性多体动力学数学模型,从数值计算方法和软件实现方面进行了研究。文章采用局部附着浮动坐标系描述各构件的刚体大范围伸展运动;用截断的子结构正则模态描述各构件的柔性变形;用求解刚性方程的ＴＲＥＡＮＯＲ方法进行数值积分;用混合法对系统的微分－代数动力学方程组进行求解。还对空间站伸展机构多体系统的约束方程建立、独立坐标选取和动力学方程的ｓｔｉｆｆ病态问题进行了讨论。并针对空间站伸展机构在驱动展开过程中以及展开完成后的动力学响应进行了算例计算。