固体火箭发动机燃烧过程的图形仿真技术

探索固体火箭发动机燃烧工作过程的图形仿真技术，将药型的几何型体结构分解为基本的宏观特征体素，并且提出了建立数学模型的思路，模型设计过程，设计数据结构的原则，进行了参数化设计的软件系统工作过程及实施结果。     

硅橡胶在固体火箭发动机中的应用研究综述

综述了国内外对硅橡胶在固体火箭发动机中作绝热包覆材料所进行的应用研究，强调了硅橡胶的优点以及就用中要注意解决的几个关键技术。     

固体火箭发动机地面点火试验概述

本文简要介绍了固体火箭发动机地面点火试验的目的,对固体发动机地面点火试验类型及其原理、试验设备进行了简要概述,最后,提出了固体火箭发动机地面点火试验发展趋势.     

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.     

固体火箭发动机集成初步设计CAD系统研究

系统论述固体火箭发动机设计的特征后,构造了发动机CAD系统框架,并对该系统的主要组成模块的设计进行了有效的探索,加速了CAD技术在固体火箭发动机设计中的应用。已成功地研制了系统的几个重要模块,在工程中得到了应用,并提出了可行的深入研究方案。研究结果可为固体火箭发动机CAD系统研制提供重要的技术参考。     

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.     

固体火箭发动机喷管喉部瞬态热流的测量技术

改进了美国Nanmac公司的自更新快速响应热电偶,并将改进后的热电偶用于测量固体火箭发动机喷管喉衬内壁面上的瞬态温度和热流密度.测量是在一小型试验发动机上进行的,其喷管喉径为18mm.分别采用黑火药、双基推进剂和复合推进剂进行了点火试验,试验结果表明本文的测量方法是可行的.     

浅谈某型号固体火箭发动机的失效分析

本文从某型号固体火箭发动机的特点和结构入手,对固体火箭发动机瞎火和提前工作两类典型失效事件进行分析,确定造成失效事件的主要原因,确定保证该型号固体火箭发动机的可靠性,降低其失效事件发生概率的有效措施是改进点火装置点火系统及延时系统,改善主装药本身的强度和稳定性.     

固体火箭发动机内部流动线性稳定性分析

以典型固体火箭发动机的简化模型Taylor-Culick流为例,对其内流的线性稳定性方程开展了较为详细的推导与介绍,并给出了相应的数值求解方法.采用谱方法分析了环向波数、轴向距离与雷诺数对局部线性稳定性的影响.计算表明,环向波数从0增加到1时,该波数呈现不稳定特征;当环向波数继续增加时,环向高波数模态会逐渐趋于更稳定状...     

固体火箭发动机三维药柱燃烧仿真的新方法

研究和开发了一种新的固体火箭发动机复杂三维药柱内腔燃烧推移和燃面计算的仿真方法和程序，该程序大大扩展了固体火箭发动机的设计能力，较国内现有的同类程序有明显改进．用户利用它可简捷地构造出药柱的初始形状，并获得设计所需的几何参数，根据这些计算结果进行再设计，直至达到满意的结果为止．文中也讨论了这一方法的优势与不足．     

低氧燃烧对锅炉效率的影响分析

低氧燃烧是一种提高锅炉效率的途径,但是低氧燃烧也会带来其他的影响,确定合适的氧量非常重要。以某电厂一台300 MW燃煤锅炉为研究对象,通过调整锅炉氧量,测定了锅炉不同氧量下锅炉飞灰可燃物、炉渣可燃物,以及排烟热损失和锅炉机组辅机的电耗等对锅炉效率的影响程度,提出了应对措施,为锅炉节能运行方式提供技术依据。     

甲烷空气混合气在定容燃烧弹内的射流引燃

提出一种适用于气体燃料燃烧的横隔板式定容燃烧弹系统,在此系统中进行了甲烷空气射流引燃的实验研究.通过对压力曲线及火焰传播纹影图片进行分析,探究孔径、初始压力和当量比等初始条件对射流引燃过程的影响.研究结果表明,一定范围内,增大孔径可以提高甲烷燃烧速率;随着当量比的增加,压力峰值升高并且对应出现时刻提前;在不同当量比和孔径下,初始压力增大,压力峰值随之增加.     

Influence of Solid Rocket Motor Slag on the Space Debris Environment

The resulting slag particles from solid rocket motor （SRM） firings are an important component of space debris environment.Slag sizes as large as 1 cm have been witnessed in ground tests,and comparable sizes have been also estimated via observations of sub-orbital tail-off events.We achieve slag initial data based on MASTER slag model and SRM historical launch data,and propagate slag long-term orbital evolution taking into account the zonal harmonics J2,atmospheric drag,solar radiation pressure and luni-solar attraction to discuss the slag size distribution and orbital characteristics.Finally,future slag debris environment is evaluated based on two different launch rate assumptions.The result shows that current launch frequency will make the slag population sustain growth and the population will not decrease at once even if there are no more launches in the future.     

基于等值面(Level Set)函数方法的复杂装药燃面算法研究

通过使用等值面（Level Set）函数界面追踪方法，将固体火箭发动机燃面看作不同物质界面，建立了新的燃面算法，通过追踪固体装药燃烧界面计算出燃面变化规律。采用高精度Weighted—ENO和TVD Runge—Kutta进行数值求解，该方法可以计算复杂几何构形的发动机装药、含缺陷装药和变燃速装药的构型变化和燃烧面积，具有良好的通用性和准确性。新的燃面算法具有了界面追踪的能力，为固体火箭发动机内弹道计算以及装药燃烧与发动机内流场数值模拟耦合计算提供了良好的接口条件。     

接触角螺旋升角对滚柱丝杠副传递效率的影响

建立行星滚柱丝杠副的传递效率数学模型,对行星滚柱丝杠副的正传递效率进行研究,并对传动效率影响较大的接触角和螺旋升角进行定量定性的分析,得出了螺旋升角最优值为5°,接触角45°为最佳值,为行星滚柱丝杠副的结构参数优化及产品系列化设计提供参考。     

基于转矩角的永磁同步电动机弱磁控制研究

为提高永磁同步电机(PMSM)的性能和调速空间,设计一种以转矩角为控制对象的弱磁控制策略.利用电压矢量在静止两相坐标系的变换值与直流母线电压的参考值构成负反馈,并运用防积分饱和PI调节器得到一个控制参数,并将其作用到定子电流矢量的转矩角上.通过调整转矩角使得定子电流矢量工作在弱磁区域,以得到PMSM更大的调速空间.该策略可实现电压矢量近似连续调节,有效减小了PMSM的转矩脉动,提高了系统的性能.最后,借助MATLAB构建了转矩角弱磁控制系统的仿真模型,结果验证了该弱磁系统的可行性和快速性.     

天然气催化燃烧V型冷凝锅炉热效率研究

在常温常压下对催化燃烧V型冷凝锅炉及其催化燃烧器各项数据进行测定．并测定空白独石燃烧器进行单相普通燃烧时的各项数据．对两种燃烧方式进行对比．得出催化燃烧与普通燃烧相比具有节能的优势．     

城市生活垃圾中可燃物的热解特性实验分析

从工业分析和热解气体组分等方面详细讨论分析了城市生活垃圾(MSW)各可燃组分的热解特性．从实验结果可知，垃圾中各可燃物的组成及性质存在很大的差异，直接焚烧处理必然会对焚烧炉的设计带来困难．热解燃烧处理技术是一种更容易和更有效地控制固体垃圾给城市带来的二次污染的技术。     

混流泵叶片角对泵性能的影响

根据对已有试验成果的分析,提出了混流泵叶片角对效率、轴功率系数、叶轮出口液流角、阻力系数和摩擦系数等有关性能参数影响的表达式,为进一步研究混流泵性能提供了理论基础。     

Research on the Initial Ignition of the Underwater Launching Solid Rocket Motor

The aim of this investigation is to research the initial ignition of the underwater-launching solid rocket motor. The MIXTURE multiple-phase model was set to simulate the initial ignition. The water vaporization was researched and the energy transfer was added to the energy equations. The flow field and the vaporization were calculated coupled. The initial ignition process of the underwater solid rocket motor is obtained and the vaporization influence to the underwater launching is analyzed. The "neck", "inverted jet" and "eruption" phenomenon of the bubble are observed. The bubble increases more rapidly because the steam mass added to the fuel. The temperature is lower considering the vaporization because the steam enthalpy is lower than the fuel enthalpy and the flow field of the initial ignition of the underwater-launching solid rocket motor is accordant well to the reference.