液体火箭发动机推力室内壁寿命预估

为了分析推力室内壁失效机理及准确预估推力室内壁寿命,对推力室进行流-热-固耦合计算.流-热耦合为热-固耦合提供准确的热和机械载荷,热-固耦合模型对推力室内壁在循环加载下的变形进行非线性平面应变有限元分析.通过计算,得到了推力室内壁在单循环各阶段的应力-应变分布和循环加载下的变形过程,并进行了寿命预估.结果表明:采用的流-固耦合策略能准确地实现流-热耦合模块向热-固耦合模块的载荷传递,能为结构分析提供准确的边界条件.在预冷、后冷和松弛阶段,内壁承受拉应力;在工作阶段,内壁承受压应力.随着循环次数的增加,内壁残余应力和应变不断增大,内壁向燃烧室内鼓起和不断变薄,冷却通道中心最先失效.所采用的分析模型能够模拟内壁在循环热和机械载荷下的变形过程,用于预估推力室内壁的循环寿命.      

基于安装性能的航空发动机中间状态喷管调节计划优化

以Matlab为平台,结合MS-DOS命令和计算流体动力学（CFD）软件操作日志,成功实现将发动机零维总体性能计算程序和二维喷管内外流场CFD软件结合的数值缩放技术.为优化飞机推进系统巡航状态性能,耦合飞机后体阻力优化航空发动机喷管喉道面积、喷管出口面积的调节计划.计算结果表明:在保持发动机稳定裕度的前提下,如仅优化喷管出口面积,在大马赫数飞行状态时安装推力提高超过1%.      

旋流对轴对称喷管性能影响的数值研究

为了研究旋流进气对喷管性能参数的影响,使用数值模拟的方法对轴对称喷管直流进气与旋流进气两种工作状态进行了对比研究,分析了不同空气流量、不同旋流强度下的喷管流量系数、真空推力系数以及比冲的变化规律.研究发现,使用喷管入口轴向质量平均总压计算所得喷管性能参数不随旋流强度的变化而变化,且与直流状态近似相等;旋流的切向动压随旋流数的增大而增大,但对喷管推力没有贡献,应将其归入总压损失.      

推进剂通道结构对太阳热发动机影响数值研究

运用数值模拟方法,通过改变推力室螺旋通道结构参数,对太阳热发动机(STP)能进行了详细的研究,深入分析了STP的推力,比冲、质量流量变化情况,得出了一般情况下螺旋通道的长度,宽度参数范围,同时比较了单、双通道的优缺点,所得的结论对STP推力室/热吸收室推进剂加热通道结构设计具有指导意义.      

基于分形理论的航空发动机推力性能衰退规律研究

航空发动机在寿命周期内的使用过程中由于积垢、腐蚀、侵蚀等因素的作用,其部件及整机的性能逐渐衰退,这不仅导致航空发动机的使用性能下降,更对飞行的安全性、可靠性和经济性构成严重挑战。由于航空发动机本身及影响因素的复杂性,本文从研究复杂系统的角度出发建立了基于De Wijs分形理论的航空发动机推力衰退模型,在此基础上对航空发动机的推力性能衰退规律进行了分析和研究。研究发现航空发动机使用过程中全加力状态推力的衰变具有生物体寿命衰退特征,并在一定程度上可用维数为0.761的De Wijs分形曲线近似。     

静电纺丝细流踪迹图像采集方法研究

介绍了对高场强中的纺丝细流以＂爆炸＂方式喷射所形成的踪迹图像进行高速采集的方法。选用逐行扫描方式的全帧转移型高分辨力面阵CCD摄像机与能够在极短时间内（1/100000 s）完成单场图像采集的采集卡,可以获得十分清晰的高速踪迹图像。     

便携式防空导弹初始段复合控制的研究

针对某型便携式导弹,研究了其初始段侧向推力与空气动力的复合控制。首先介绍了自旋导弹控制力产生机理,建立了引入侧向推力后的动力学模型,设计了相应的控制方法,并对其进行了仿真。仿真结果表明引入侧向推力后的控制效果与加前置量的效果相近,可以达到直瞒的目的。     

飞机起飞滑跑发动机推力数值确定方法

利用数值理论对飞机起飞滑跑距离计算中发动机瞬时推力的确定方法进行了研究,提出以发动机推力曲线图中已知推力曲线为基础,通过拉格朗日插值确定未知推力的算法。基于所提算法,对某型飞机在2 000 m压力高度上的推力进行计算,并与从推力曲线查到的实际数据比较,二者的平均相对误差为3.2‰。用所提算法确定推力,对该型飞机在5种条件下的起飞滑跑距离进行计算,计算结果与实际滑跑距离的平均相对误差为3.0%。计算结果表明,算法是准确可行的。     

稠度和压比对叶栅反推器叶片反推性能的影响

建立了外涵叶栅反推器的轴对称计算模型;给出了内涵计算域的有效处理方法;利用数值模拟手段,研究了叶片稠度、外涵入口压比的变化对反推效率、流量系数等的影响规律;将计算结果与可能得到的试验结果的数据点进行了比较,结果表明计算结果与试验结果吻合,当叶片稠度小于1.59时,增大叶栅稠度可使流量系数和反推效率同时增大,但继续增大稠度,虽可使流量系数略有增大,但由于气流出口转向受到的影响不大,反推效率波动范围不大。