基于比例导航的轨控发动机动力装置参数分析

针对空间拦截器采用三轴稳定的比例导航制导方案，以液体轨控发动机为动力，以液体发动机通常采用的定推力、变推力和脉冲推力3种工作方式为例，对拦截器推进装置工作方式进行了分析，为确定拦截器液体发动机类型和总体技术分析提供参考。     

脉冲爆震外涵加力涡扇发动机总体性能研究

为研究外涵装有脉冲爆震燃烧室(PDC)的混合排气涡扇发动机性能,建立其性能模型。研究了隔离段总压恢复系数和外涵循环参数对PDC特性和整机性能的影响;分析了发动机性能参数对部件参数的敏感性;在相同设计循环参数下与传统加力涡扇发动机性能进行了对比。结果表明：提高隔离段总压恢复系数能够增大PDC增压比,提升发动机性能;风扇压比一定,涵道比增大,发动机耗油率和单位推力增大;风扇压比增大,涵道比在0.2～0.4时,单位推力先增大后减小,涵道比在0.4～0.5时,单位推力先增大后基本不变,涵道比在0.5～0.9时,单位推力一直增大,但增幅逐渐减小。不同涵道比下耗油率随风扇压比增大一直减小;发动机性能对直接影响外涵气流状态参数的部件参数敏感性高;由于PDC的增压特性,脉冲爆震外涵加力发动机仅利用外涵部分气流组织燃烧就可使单位推力与传统加力涡扇发动机相当,且耗油率在设计点降低27.7%,非设计点降低12.8%～26.8%。     

轴对称结构RBCC燃烧室超燃模态燃烧性能研究

针对以支板火箭作为点火和火焰稳定源,燃料支板喷射燃料的轴对称结构RBCC燃烧室,采用数值模拟和直连试验的方法研究了不同燃烧室构型下燃料喷射方案的变化对超燃模态燃烧性能的影响。结果表明:在燃料支板结合壁面喷射方式下,随着燃料支板喷射量的增加,燃烧室的性能逐渐提升;燃料支板结合中心支板喷射方式下的燃烧性能要优于燃料支板结合壁面喷射的性能;凹腔的加入能在一定程度上促进燃料的燃烧,提升燃烧性能,其内推力是燃料支板结合后向台阶作用下的1.1倍;燃料支板高度的增加可增强燃料与空气的燃烧组织效果,燃烧室产生的推力能完全抵消支板高度增加带来的阻力损失。     

装有脉冲爆震主燃烧室的燃气涡轮发动机热力性能计算

建立了用脉冲爆震燃烧室代替传统燃气涡轮发动机主燃烧室的热力性能分析模型,进行了装有脉冲爆震主燃烧室的混合式燃气涡轮发动机与传统燃气涡轮发动机在设计点的工作参数和性能参数的对比与分析,还比较了飞行状态改变时2种发动机性能变化趋势.计算结果表明:与传统燃气涡轮发动机相比,装有脉冲爆震主燃烧室的燃气涡轮发动机的单位推力提高27.1%,单位燃油消耗率降低21.3%;在飞行高度一定的情况下,随着飞行马赫数的增大,混合式发动机的单位推力减小,单位燃油消耗率增大;在飞行马赫数一定的情况下,随着飞行高度的增大,混合式发动机的单位推力增大,单位燃油消耗率降低;若使涡轮前燃气压力相等,则可以减少混合式发动机的压气机和涡轮的级数,减轻发动机的重量,提高发动机的推重比.     

动能拦截器姿控与轨控方案设计及仿真

针对大气层外动能拦截导弹,建立了连续脉冲、间隔脉冲和单脉冲3种姿、轨控发动机推力模型,从减小发动机开关频率和提高制导精度着手,设计了发动机的开关门限控制规律。对动能拦截器末制导段弹道进行了仿真。结果表明,在目标不机动的情况下,靠姿、轨控发动机提供的机动过载,可实现动能拦截器与目标的直接碰撞;在目标机动的情况下,受姿、轨控发动机推力大小和开关机次数的限制,直接侧向力提供机动过载和维持姿态稳定的能力有限,为使脱靶量达到最小,应优化选择动能拦截器在中末制导交班时刻的弹道倾角和弹体姿态角。     

轴对称矢量喷管数值模拟及数学模型研究

应用数值模拟方法对轴对称推力矢量喷管的内流场性能进行了研究，采用Jameson提出的有限体积法计算了矢量喷管的内部流场和性能参数，分析了性能参数及其相关参数之间的关系，从而建立了轴对称推力矢量喷管的数学模型。     

基于遗传算法的有限推力轨道拦截优化研究

遗传算法是一种具有通用性、鲁棒性及全局最优性等优点的自适应优化技术。文中建立了空间飞行器的有限推力轨道拦截数学模型，并以空间飞行器燃料消耗最小为优化目标函数，运用遗传算法对空间飞行器的拦截变轨参数进行了优化设计。为了解决轨道拦截这一多约束优化问题，在遗传算法中引入了罚函数方法，并通过动态改变算法参数来改进优化的收敛性。在对低地球轨道目标的拦截仿真中，选择发动机燃料质量秒耗量、推力作用方向和作用时间为优化参数，仿真结果证明了该方法在带约束有限推力轨道拦截优化中的有效性。     

伴随卫星最优小推力释放与回收控制

伴随卫星是在主星附近作周期性运动并为主星服务的卫星，其释放与回收控制是一项关键技术。中研究了伴随卫星释放与回收的最优小推力控制。根据相对运动方程，利用最优控制中的极小值原理，建立了用恒值、连续工作、牛顿级小推力进行伴随卫星释放与回收的时间最短控制问题的数学模型，求得了最优解析解的表达式，并采用牛顿下山法求解了释放与回收的小推力工作最优时间、最优方向和最优变轨轨迹。通过仿真结果验证了本最优控制方法的有效性。     

小支柱簇双层瓦推力轴承热弹流润滑性能分析

对Alstom公司三峡小支柱簇双层瓦试验推力轴承进行了热弹性流体动力润滑性能有限元分析。采用推力轴承润滑计算的有限元程序，并借助结构有限元程序ADINAT、ADINA的热传导和热弹变形分析功能，形成了一套完整的推力轴承热弹流动力润滑性能分析软件。物理模型包括润滑油膜、推力轴承和镜板推力头。对三峡试验推力轴承性能的计算结果和测量结果进行了对比分析。分析结果表明，计算结果和实测的结果吻合，试验模型使用的小支柱簇双层瓦可有效地控制瓦的热弹变形，进一步优化小支柱的弹性，还可补偿镜板的大部分变形。     

基于扰动大气模型的空基拦截器轨迹规划

针对运行于地球低轨的威胁目标,提出了一种可用于空基拦截器的精确轨迹规划方法. 考虑了大气密度与风场的系统性扰动,建立了有限推力拦截器最优控制问题动力学模型,并用直接配置法与序列二次规划法(sequential quadratic programming, SQP)进行了数值求解,得到了更加精确的拦截轨迹. 最后用算例证明了方法的有效性.     

通气超空化对水下火箭发动机性能影响

火箭发动机具有功率密度大、推力大等优势,常被用作主动攻击高速水中兵器的推进器.然而,火箭发动机在水下工作时喷管出口压力发生剧烈脉动,进而影响发动机的推力性能,甚至造成安全事故.为研究火箭发动机在水下的工作特性和尾流场特性,基于VOF多相流模型和理想气体模型,建立了高温高压燃气水下超声速喷流的数值模型,分别在单相水来流和通气超空化来流条件下对火箭发动机的内外流场进行仿真计算,获得了通气超空泡、工作压力等因素对火箭发动机尾喷流场的影响规律.研究结果表明:无通气超空化时,尾喷流存在明显的颈缩、胀鼓、回击等非定常现象,发动机推力剧烈脉动;存在通气超空化时,火箭发动机喷出的燃气与超空泡内气体掺混排出,尾流场的非定常特性显著减弱,发动机推力未产生剧烈脉动;当发动机工作压力增大为设计压力一倍时,在无空化条件下燃气流量及发动机推力分别产生30.4%和20.6%的振荡幅度,在通气超空化条件下发动机的工作性能几乎不受工作压力的影响.     

固体火箭发动机推力测试曲线的处理算法优化

当前固体火箭发动机推力测试中人工处理数据误差大,效率低等缺陷.在采用GJB770-2005发动机静止实验法的基础上,组建基于内插式A/D采集卡的PCI总线测试系统,通过分析固体火箭发动机测试的工作时间、采样速率以及精度要求等,提出了一种固体火箭发动机推力曲线自动处理算法.通过仿真实验表明,设计的固体火箭发动机推力测试系统数据处理算法正确可行,解决了推力数据处理中手工作图法效率低、随机性大等缺点,和手工数据处理方法进行对比,其推力各参数测试精度在1.5％以内,且测试稳定性好,实现了固体火箭发动机出厂检验的自动化测试.     

火箭推力测量用双量程力传感器初探

分析了单室双推力火箭发动机两级推力及动态力测试中存在的问题,并由此设计了可兼顾单室双推力火箭发动机两级推力测试的新型双量程测力传感器。分析表明,这种双量程测力传感器既可以连续测量发动机两级推力,又提高了其测量灵敏度和精度。     

飞船推进系统推力室工作过程数值仿真

研究了飞船推进系统推力室工作过程.用一甲基肼作燃料,四氧化二氮为氧化剂.数值仿真模型中考虑了自燃推进剂雾化机理、高压分解燃烧和预混反应流湍流燃烧等.利用压力隐式算子分裂(PISO)计算方法,在任意曲线坐标下采用非交错网格技术,成功地获得了3种推力室工作过程的流场参数,为飞船推进系统工作过程稳定性分析提供了理论依据.     

吸气式激光推进中推力形成过程的研究

将激光推进中的推力形成过程与传统化学火箭发动机中的推力形成过程进行了比较,分析了两者之间的异同;对激光引致的激波与喷管壁面流固耦合而产生的推力和气体从喷管出口端反冲而获得的推力分别进行了计算,计算结果表明：2种推力在一个力作用周期内的平均推力相等,也即力学效应相同;研究所得的结论为进一步研究吸气式激光推进机理提供有用的参考。     

固体火箭发动机总体设计

固体火箭发动机是非常复杂的系统,在武器系统设计中有举足轻重的作用.发动机性能指标主要通过试验来测试,针对目前发动机测试系统的复杂性及测试数据的可靠性现状,基于数值仿真对固体火箭发动机总体性能进行了分析.采用四阶龙格库塔法对固体火箭发动机进行了装药设计和内弹道计算,利用有限体积法和线性粘弹性理论进行了燃气冲刷初始装药通道仿真计算及装药在低温和承压下结构完整性分析.结果表明:数值计算结果与试验数据较为一致,该分析方法可对新产品研制、论证具有一定参考价值.     

Summarization on variable liquid thrust rocket engines

The technology actuality and development trend of variable thrust rocket engines at home and abroad are summarized. Key technologies of developing variable thrust rocket engines are analyzed. Development advices on developing variable thrust rocket engines that are adapted to the situation of our country are brought forward.     

小推力火箭发动机羽流流场数值仿真

研究了小推力火箭发动机羽流流场，通过求解Navier—Stokes方程对其进行了数值仿真；采用结构和非结构网格并分别用TTM方法和Delaunay三角形方法来生成；利用压力隐式算子分裂(PISO)计算方法，得到了几种羽流流场参数，为进一步预测羽流效应打下了基础。     

脉冲爆震火箭发动机模型实验研究

阐述了脉冲爆震火箭发动机的工作原理及其特点。设计并建立了整套脉冲爆震火箭发动机实验模型。以液体燃料航空煤油为燃料、氧气为氧化剂、压缩氮气为隔离气体，在内径为25mm，长度为0．8m的爆震管内产生了充分发展的爆震波。测量了不同工作频率下的爆震波压力，并对其进行了分析。实验结果表明，在设计的实验模型中，采用低的点火能量（50mJ）能够在较短的距离内产生充分发展的爆震波。     

大型火箭发动机自动顶芯脱模系统

为实现大型火箭发动机中的芯棒与推进剂分离，设计了大型火箭发动机自动顶芯脱模系统,该系统可对脱模过程中的力及顶芯油缸压力进行在线监测，当系统出现异常时，可进行报警并处理故障，避免事故发生，该系统对火箭发动机实现安全生产具有现实意义。