液体火箭发动机喷雾液滴内部流动及传热数值模拟

液体火箭发动机喷雾液滴在表面剪切力的作用下形成内部环流,影响液滴内部传热特性,进而影响喷雾蒸发燃烧过程.将一种基于光滑压力修正的非交错网格sIMPLE算法推广到一般曲线坐标系,并对液滴表面特殊边界条件进行数值处理,然后采用代数法生成正交贴体结构网格,求解气相及液相轴对称不可压流动控制方程,得到运动液滴内部稳态流场及其温...     

航天器电推进技术现状与发展趋势

航天器的发展趋势极大地促进了电推进技术在航天器入轨、离轨、状态保持、精确定位及复定位、姿态控制、行星探测一次、二次推进中的应用。概述了俄罗斯和美国当前的电推进活动，重点对霍尔发动机、离子发动机、脉冲等离子体发动机等进行了分析；对电推进相关的重要关键技术，如阴极技术、先进高功率概念、羽流效应、热效应、场效应及供应系统技术进行了介绍；对航天器电推进项目未来发展方向进行了分析展望。     

推进剂初始温度影响液体火箭发动机燃烧稳定性的数值模型

对自然推进剂（ＭＭＨ／ＮＴＯ）初始温度对火箭发动机燃烧稳定性的影响进行了研究,从推进剂初始温度对蒸发速率的影响规律出发,发展了初始温度大小影响蒸发速率的物理模型。燃烧流动过程应用圆柱坐标系下的两相湍流化学反应Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程来描述,控制方程是用限体积法在任意曲线坐标系下进行离散,计算采用ＴＭＭ方法生成的正交网格。完善了一种压力隐式算子分裂算法,使之应用到燃烧过程和不稳定燃烧中,提高了计算的精度和稳定性;以蒸发作为燃烧速率控制过程,由ＭＭＨ的分解蒸发速率来控制。用蒸发和分解的时滞来分析燃烧不稳定性。应用ＣＦＤ技术发展了评定燃烧稳定性的脉冲枪模型,之后对推进剂初始温度对燃烧稳定性的影响进行了数值研究,得到其对振荡的敏感分析,并给出燃烧稳定性的极限图,说明了该物理模型和算法的可靠性。     

应用隔板抑制液体火箭发动机不稳定燃烧的数值模拟

对液体火箭发动机燃烧室内有隔板和无隔板两种情况进行了燃烧不稳定性数值模拟。气相控制方程组在欧拉坐标系下描述，对方程组用预测校正步差分格式求解；液相控制方程组在拉格朗日坐标系下描述，液相蒸发规律用高压蒸发模型来计算。湍流模型采用ｋ－ε双方程模型，湍流燃烧模型采用ＥＢＵ模型。在计算出有隔板和无隔板的燃烧室内热态解稳态参数值后，通过加入初始扰动来模拟爆炸弹对燃烧稳定性的评定试验，比较了燃烧室头部有隔板和     

基于调用MATLAB引擎的数值模拟可视化实现

探索了FORTRAN程序调用MATLAB函数的基本原理,并给出如何编译带有MATLAB引擎函数的FORTRAN程序的具体技术。在计算流体力学的FORTRAN计算程序基础上,通过调用MATLAB引擎函数实现了计算结果的可视化处理。     

液体火箭推进剂在自然环境中蒸发特性

针对液体火箭爆炸后地面残余推进剂N2O4和偏二甲肼（UDMH）在大气中蒸发特性开展研究,建立了液体推进剂在自然环境下的蒸发理论模型,进行了自然环境中N2O4和UDMH推进剂在有土和无土工况下蒸发实验研究;根据蒸发实验数据整理出大气环境中UDMH和N2O4蒸发速率计算式,为液体火箭爆炸有毒气体污染危害性评估提供理论和实验研究数据.理论和实验研究结果可用于航天发射场发生液体火箭爆炸的危害性评估.     

计算机数值模拟与仿真在液体火箭发动机喷雾燃烧设计中的应用

讨论了计算机数值模拟与仿真技术在液体火箭发动机喷雾燃烧设计中的应用并提出了进一步发展的意见。     

基于光谱测量的燃烧诊断技术

分别介绍了基于发射光谱、相干反斯托克斯喇曼光谱（CARS）和激光诱导荧光光谱（LIF）的燃烧诊断技术的原理、方法、发展现状以及一些具体应用结果，并展望了它们在燃烧科学研究和工程实践中的应用前景。     

液体火箭发动机燃烧稳定性CFD分析

应用CFD方法对液体火箭发动机中的高频燃烧不稳定性进行了分析研究，建立了液体火箭发动机不稳定燃烧数值模拟的综合模型和控制方程，比较了PISO和MacCormack两种算法，得出了两种算法均能成功应用于不稳定燃烧分析的结论。阐述了ACLRECI系列程序。应用该程序对YF－860液氢液氧发动机和NAL液氧／甲烷发动机的稳定性进行了数值模拟，得出了该发动机的燃烧稳定性极限图。数值计算结果与试车数据一致。     

弘扬钱学森科学思想,培育创新型科技人才

主要论述了钱学森立足于实践的科研观、逻辑与抽象相结合的思维模式以及其介于科学原理与工程技术之间的技术科学思想。基于钱学森的上述科学思想,从自身的科研历程及人才培养经验2个方面,论述了弘扬和践行钱学森科学思想对我国科技创新人才培养的重要意义。