液体火箭发动机辐射冷却推力室壁温响应的数值分析及应用

利用自编的 LRETC—I 计算机程序,对一台490牛顿辐射冷却推力室的传热特点作了数值分析,内容包括室壁热流密度分布,壁温响应以及近壁层余氧系数和室壁材料物性参数的影响。计算与著名的 R-4D 发动机实测值作了比较,结果甚好。本文分析和计算机程序可用于液体火箭辐射冷却推力室的设计。     

卫星导航定位系统(三十二)

中国共进行45次核试验,每次均获得成功。介绍了“中国航天之父”钱学森回国前后的情况,在他的建议下成立火箭导弹研究院,从此中国开始对运载火箭、战略导弹和航天卫星展开准备工作,并取得辉煌成就。     

卫星导航定位系统(二十六)

阐述了我国“长四乙”一箭双星、第18至22颗返回式卫星、中星20号通信卫星、探测一号卫星、香港亚太六号通信卫星、实践七号卫星等的发射、升空和入轨情况。     

高速高加速固体火箭发动机壳体力学模型的建立

具体分析高速高加速情况下，固体火箭发动机壳体所承受的载荷，建立了一种比较全面、准确的壳体力学模型，并提出了求解模型的有效方法，从而为壳体强度和刚度的计算提供了一种合理的方法。     

双喷管火箭发动机燃气流场的三维数值计算与试验

研究双喷管火箭发动机燃气流对直升机的影响,对燃气流场中的压力、温度和速度分布等进行理论计算和试验测量.研究采用数值计算和试验测量相结合的方法,控制方程为三维、雷诺平均Navier-Stokes方程及k-ε二方程的紊流模型,并且对该发动机进行了燃气流场的测试,对流场中的总压强进行了直接测量,进行了两次试验;在两次测点位置,试验结果与数值计算值相差分别为3%和7%;证明了对双喷管火箭燃气射流流场的数值计算具有了较好的精度,计算模拟结果可以用于工程设计中.     

多管火箭炮发射中的变结构问题

该文对多管火箭炮系统中的变结构问题 (包括变自由度和变拓扑结构 ) ,提出了关于变结构系统不变化的策略 ,将变结构看作稳态结构。对这个“虚拟稳态结构系统”的动力学建模和仿真采用“分路”法 ,高效地实现了多管火箭炮各发射阶段的自动切换。     

重复使用航天运输系统发展与展望

 航天运输系统的技术水平代表一个国家自主进出空间的能力,体现一个国家利用空间和发展空间技术的能力,维护国家的空间安全和空间利益,也是综合国力的象征。重复使用航天运输系统是降低航天运输成本、提高安全可靠性、缩短转场准备时间的理想运输工具,是未来中国航天运输系统的重要组成部分。航天运输系统从一次性使用向重复使用发展是技术发展的必然趋势,发展技术性能更先进、能重复使用的航天运输系统对于满足中国未来空间开发和降低发射成本等需求具有重要的意义。本文梳理了国外重复使用航天运输系统的发展情况,围绕传统运载火箭构型重复使用、升力式火箭动力重复使用运载器和组合动力重复使用运载器3种技术途径,分析了中国重复使用技术发展思路和路线。     

航天发射火箭尾焰冲击流场三维数值研究

航天发射时火箭燃烧尾焰冲击干扰效应对发射稳定性和发射架、导流槽等地面设施有重要影响。采用压力隐式算子分裂算法,通过求解Navier-Stokes方程,对火箭外流场、发动机燃烧室内与尾焰流场进行了一体化三维数值计算。得到了火箭发射后尾焰与地面撞击产生的冲击流场。结果表明:尾焰流场计算模型、方法与结果合理;尾焰冲击干扰效应会大幅提高地面附近的压力和温度。火箭尾焰撞击地面后,高温区出现在离地面一定距离的高温层内,此时地面附近为低速区。尾焰对其正下面的地面区域产生冲击最大,主要干扰区域集中于半径为15 m的圆形区域。     

关于多级火箭的优化理论(22)

本文考虑二级火箭在实际允许区域内的最佳质量比问题,得到解的解析表达式。     

压力指数对固体火箭发动机推力调节影响分析

结合固体火箭变推力发动机的结构特点,介绍了喉栓式变推力发动机的调节机理,完成发动机结构及数学模型的建立。并且对影响发动机调节的主要因素压力指数进行了详细分析。通过对正压力指数推进剂、负压力指数推进剂进行了分析计算和对比,获得推力调节对推进剂压力指数的要求及研究方向,对固体变推力发动机的进一步深化研究起到指导作用。