蒙皮加筋圆柱壳扭转频率的三种计算模型

为了给火箭等加筋圆柱壳结构的简化计算提供理论基础,研究了加筋圆柱壳面积等效方法中的扭转刚度计算方法,说明了不能直接根据等效厚度计算扭转刚度的物理机理,得到了桁条对圆柱壳扭转刚度的贡献可以忽略的结论.根据等效厚度以及桁条与蒙皮连接关系的不同处理方法,给出了计算扭转固有振动频率的等效梁模型、变厚度壳模型和壳-梁模型,分析了桁条在3种模型中对刚度和质量(包括转动惯量)的不同作用.为了消除根据等效厚度计算扭转刚度和扭转固有振动频率的偏差,分别给出了扭转刚度和扭转固有振动频率的修正方法.数值结果验证了修正方法和所得结论的正确性.      

单级入轨有翼火箭的气动设计

简单地介绍了单级入轨火箭的可行性；详细地阐述了单级入轨有翼火箭气动设计的基本思想，即以箭身来满足上升段的要求，以机翼来满足再入段的要求。还介绍了美国航空航天局设计单级人轨有翼火箭的气动设计方法─—响应表面法。在此基础上，进一步介绍了根据本文叙述的基本气动设计思想和方法设计出的一种单级人轨火箭的典型外形。最后得到了结论并提出了在我国开展单级入轨火箭预研工作的建议。     

微型固体姿控发动机微喷管内气粒两相流动规律的CFD-DSMC研究

微型固体姿控发动机在航天领域具有广泛的应用前景。以基于MEMS技术的微喷管为研究对象,首先通过计算微喷管中的克努森数,得到了微喷管中的气相流动状态;然后,采用CFD-DSMC方法,模拟了微喷管中的气粒两相流动,并研究了颗粒相质量分数和粒径对气相流动的影响。结果表明,在所研究的来流条件下,微喷管中的连续介质假设是成立的;气相与颗粒相间的动量和能量交换,导致气相马赫数降低、温度升高,同时也导致颗粒相速度增加、温度降低;颗粒相质量分数和粒径均能显著影响气相的马赫数和温度。     

粒子流量可调的喷管烧蚀试验方法

发展了一种保持燃气参数不变的情况下能实现粒子流量可调的喷管烧蚀试验方法,并研制了试验装置。该试验方法是将两相流燃气中的一部分粒子收集起来,以减少流经喷管的粒子流量,通过改变收集孔和收敛角的大小来调节粒子流量。采用该方法开展了变粒子流量的喷管烧蚀试验,试验结果验证了该方法是有效的,试验条件下喷管喉部平均线烧蚀率随粒子流量减小而降低。     

火箭气动设计集成平台中FASTRAN的二次开发

针对火箭设计过程中的气动特性计算,对计算流体力学软件FASTRAN进行二次开发。在C++语言环境下编写火箭气动设计平台中FASTRAN自动化批处理模块。用户使用此模块输入作业的关键参数,自动批量生成脚本文件,并从后台加载计算进程,使用脚本功能自动控制参数设置和计算过程,完成后导出气动力与气动载荷数据,以内置格式自动生成结果报告。这一过程代替人工操作,减少了工作量,提高了设计效率。以两种火箭构型为例,计算并分析得出不同状态下的升、阻力系数和压心位置随马赫数的变化规律。计算结果与实验数据吻合良好,误差在可接受范围内,可以为火箭的初步设计提供参考和依据。     

Nutation instability of spinning solid rocket motor spacecraft

The variation of mass,and moment of inertia of a spin-stabilized spacecraft leads to concern about the nutation instability.Here a careful analysis on the nutation instability is performed on a spacecraft propelled by solid rocket booster (SRB).The influences of specific solid propellant designs on transversal angular velocity are discussed.The results show that the typical SRB of End Burn suppresses the non-principal axial angular velocity.On the contrary,the frequently used SRB of Radial Burn could amplify the transversal angular velocity.The nutation instability caused by a design of Radial Burn could be remedied by the addition of End Burn at the same time based on the study of the combination design of both End Burn and Radial Burn.The analysis of the results proposes the design conception of how to control the nutation motion.The method is suitable to resolve the nutation instability of solid rocket motor with complex propellant patterns.     

液体火箭发动机初始雾化液滴分布预测

在简要描述使用最大熵原理预测初始雾化液滴分布的基础上,发展了较传统方法具有更大收敛域的数值计算方法,建立了离心式喷嘴雾化特性研究实验台,使用激光相位粒子分析仪进行了雾化粒径分布研究,结果显示实验数据同使用最大熵原理预测的分布吻合性较好,在此基础上最后提出了在液体火箭发动机雾化粒径分布预测应用中的策略。     

接触热阻对固体火箭发动机烤燃时间的影响

应用有限元法对某模拟固体火箭发动机的热烤试验过程进行了数值模拟研究,对比分析了在相同的外界条件下,考虑接触热阻与不考虑接触热阻时推进剂的起始燃烧时间。结果表明,考虑接触热阻的影响对于准确预测发动机的烤燃时间有重要的影响。     

导弹固体火箭发动机安全使用保障措施研究

文中对导弹固体火箭发动机使用维护中出现的问题进行了分析、研究,找出并分析了影响导弹发动机安全使用的因素。提出了导弹固体火箭发动机安全使用的保障措施,指出提高操作人员素质和业务水平是避免安全使用问题发生的根本,加强设备管理、改善贮存条件、完善操作细则是避免安全使用问题发生的关键。     

基于算法组件动态组合的固体火箭发动机计算机辅助设计/计算机仿真(SRMCAD/CS)

提出了一种新的软件模型根据发动机设计人员的设计/仿真任务动态地组合算法组件得到所需的设计/仿真算法, 模型可以灵活地胜任发动机设计领域变化多样的设计/仿真计算任务, 并且可以使整个软件系统具有很好的扩展性.该研究意图在于创建一个规范、开放的算法组件接口体系, 在此基础上建立一个可重用、可扩展的算法组件库和一个算法组件动态组合机制, 从而将设计人员编制设计/仿真算法的任务转变成利用已有算法组件动态地组合出所需的设计/仿真算法.该模型让设计人员在设计/仿真工作中重用算法组件库中已有的算法成果, 同时又保持了设计人员的自主性, 使设计人员的工作变得更加容易和高效.