水下燃气射流流场数值研究

研究了固体火箭发动机水下燃气射流流场的复杂多相流问题。采用多相流M IXTURE模型,考虑了流体的可压缩性、粘性、重力作用、气水掺混效应和能量交换等各项因素。选取标准k-ε湍流模式,运用有限体积法对轴对称湍流射流流场进行数值模拟。通过对无来流情况下湍流射流模拟,发现了燃气射流的颈缩、断裂和回击现象,并通过分析解释了产生这一现象的原因。计算了有来流情况下的射流流场,发现有来流情况下燃气射流没有断裂和回击现象。

水冲压发动机原理性试验技术研究

从水冲压发动机的工作机理出发,提出了适合开展发动机原理性研究的燃气发生器式水冲压发动机的工作原理。结合铝镁贫氧推进剂、水冲压发动机试验测试系统设计等研究,完成了燃气发生器式水冲压原理性试验研究工作,获得了该工作形式下铝镁推进剂的燃烧性能,成功验证了水冲压发动机的工作原理可行性,为后续开展水冲压发动机的性能研究提供了丰富的试验数据。

不同主流速度下障碍涡脱落冷流实验研究

采用冷流试验系统研究了不同主流速度对压强振荡的影响,并通过在流场中加入示踪粒子,且运用连续片光流动显示技术和高速数字摄像技术获得了试验器中流场的旋涡运动情况。实验结果表明,随着主流速度的增加,旋涡脱落的频率相应升高。同时,对比压强测试结果与高速摄影结果,发现当旋涡脱落的频率接近实验器声场的某一阶固有频率时,就可能引起压强振荡,且两者频率的差值越小,压强振荡的振幅就越大。

固体火箭发动机火箭橇过载模拟试验方法

以火箭橇作为过载加载平台和回收载体,通过结构强度及振动模态仿真确定火箭橇系统结构,设计推力控制方案满足试验弹道要求,建立了固体发动机火箭橇地面过载模拟试验方法。在国内首次开展了全尺寸固体发动机火箭橇试验,橇体大于16g的航向过载持续时间约为2.258 s,满足设计要求,试验全程监测并采集到发动机压强及振动数据。被试发动机在过载条件下出现了与飞行试验相似的压强振荡特性,复现了导弹飞行过载诱发的固体发动机不稳定燃烧现象。

大型固体发动机潜入式喷管背壁区域熔渣沉积数值模拟

考虑凝相颗粒间的相互作用以及颗粒和发动机壁面之间的碰撞,建立了固体发动机潜入式喷管背壁区域熔渣沉积数值计算模型,并针对某大型固体发动机内熔渣形成过程开展了数值计算。结果表明,该计算模型具有较高的计算精度,计算结果可信;熔渣的沉积主要是由颗粒之间相互作用而形成的大尺寸颗粒与喷管潜入段内壁面碰撞并发生黏附而形成的;喷管潜入段入口处药柱燃面的形状对潜入段内熔渣的沉积过程具有一定影响。

NEPE高能推进剂凝相燃烧产物的特性分析

通过改进固体推进剂凝相燃烧产物收集装置,在降低系统复杂程度的同时实现了对工作压强的稳定控制。对NEPE高能推进剂在三种工作压强下产生的凝相产物进行了收集,采用粒度分析仪、扫描电镜、X射线能谱仪和X射线衍射仪对获得的凝相燃烧产物进行了深入分析。结果表明,对于NEPE高能推进剂,工作压强对峰值粒度的影响不大,各压强下的平均峰值粒度均在1μm至2μm之间;大部分粒子呈规则球形,少数大粒子会发生形状改变;铝粒子在燃烧室中一般不会全部被氧化成Al2O3。

固体火箭发动机延伸喷管展开动力学分析

为获得延伸喷管展开特性参数,根据实际测得的延伸锥展开各种摩擦阻力之和,利用分析力学及数值分析有关理论对延伸喷管进行展开动力学分析与计算。计算得到的展开位移和试验测得的展开位移曲线吻合,展开时间和试验值相比误差仅为4.7%。分析计算对延伸喷管技术研究具有重要参考价值,为延伸喷管展开机构的改进提供了重要的理论依据。

喉栓式推力可调发动机喷管流场数值模拟

对喉栓式推力可调固体火箭发动机喷管流场进行了数值模拟,并对喉栓型面进行了过程优化;针对喉栓不同作动速度和自由容积,分析了流场内各参数的变化;进行了非同轴喉栓发动机试验研究。计算结果表明,细长锥型喉栓总体性能最优;发动机压强建立过程与喉栓作动速度和自由容积关系密切;模拟结果与试验数据差别不大,可为喉栓式推力可调固体火箭发动机的研发提供参考。

重型运载火箭大型固体助推器技术研究

大型固体助推器是重型捆绑运载火箭助推器首选动力。在深入分析国外重型运载火箭及其大型固体助推器发展现状与技术特点的基础上,按照我国载人登月重型运载火箭对大型固体助推器提出的技术需求,总结现有固体发动机的技术基础和研制能力,提出了千吨级推力大型固体助推器的技术方案、关键技术和发展设想。

固体火箭发动机燃烧室压强及喷管扩张比优化设计

以固体火箭发动机冲质比为目标函数,采用复合形法优化技术,对在一定高度范围内工作的纤维缠绕壳体固体发动机的燃烧室平均压强和喷管扩张比进行了优化计算。该方法特别对第一级工作的发动机总体方案优化的初步设计具有重要的参考价值。

壳体外防热设计计算及风洞试验研究

基于ANSYS/Workbench平台,二次开发了固体火箭发动机壳体外防热计算的一维程序算法,开展某发动机外防热仿真计算,获得了壳体与涂层间界面最高温度,对比相应风洞试验测试结果,验证了算法的正确性。最后,建立了某固体火箭发动机壳体三维参数化模型,应用该算法,选取外防热涂层厚度作为设计变量,以壳体与涂层间界面最高温度为目标函数,联合ANSYS/Workbench中目标驱动优化功能(Goal Driven Optimization-GDO)进行设计计算,实现了壳体外防热涂层厚度设计的自主择优。

小型固体发动机尾部药型对点火升压过程的影响

高装填小型固体发动机在研制初期遇到的问题之一是点火后存在过高的初始压强峰。通过对流场的数值模拟 ,找出了造成初始压强峰的原因是由于燃烧室尾部结构不匹配而导致初始时刻燃气流动不畅。修改尾部药型后 ,消除了初始压强峰。

复合材料裙级间连接结构强度预测

针对复合材料裙级间螺栓-柱销连接结构试件,建立了三维有限元逐渐损伤模型。该模型可模拟试件损伤起始、发展及最终破坏的整个过程,并能较好预测试件破坏的模式和强度。该模型包括应力分析、失效判定准则和材料性能退化3个步骤,采用该模型对试件进行了损伤扩展分析和强度预测,计算结果与实验结果较吻合。

固体火箭发动机喷管扩张段粒子冲刷流场分析

某翼柱形药柱固体火箭发动机喷管扩张段出口部位在试验后出现了与药柱翼槽位置相对应的冲刷痕迹,为了研究Al2O3粒子对喷管扩张段的冲刷规律,对喷管型面改进提供依据,对比了不同湍流模型、颗粒轨道模型对形成冲刷痕迹的影响,分析了发动机喷管扩张段两相流场特征,确定了形成冲刷痕迹的粒径范围,判断了冲刷痕迹的形成时间,提出了喷管型面改进方案。结果表明,喷管扩张段的冲刷痕迹形成于发动机工作的15 s时刻之前,主要由药柱后翼燃烧产物中颗粒粒径分布为10~16μm区间的粒子造成,改进后的喷管型面可有效降低粒子对喷管扩张段的冲刷。

固体火箭发动机喷管阻尼数值计算方法及规律研究

从声学角度出发,参考稳态波衰减法,综合考虑喷管辐射损失及对流损失,建立固体火箭发动机喷管阻尼声能共振数值计算方法,通过与阻抗管法测量的试验结果对比验证仿真方法,并探究喷管喉径、监测点位置、声源强度及平均压力对喷管阻尼的影响,结果表明:数值计算结果与试验结果吻合较好,表明该研究建立的仿真方法有效;喷管阻尼随喉径的增大而增大,进而使声腔内形成稳定驻波时的压力振幅降低。传声特性分析结果表明:喷管喉径增大,声功率透射系数提高,使喷管阻尼增加;监测点位置及声源强度不会影响喷管阻尼大小,但会影响压力振幅大小;喷管阻尼及压力振幅均与平均压力大小无关。

过载条件下固体发动机声能共振规律研究

从声学角度出发,将粒子阻尼转化为声腔介质的声衰减系数,探究不同过载条件下固体发动机粒子阻尼对声学特性的影响规律,以声学响应传递函数评估发动机声不稳定性;通过划分不同计算域,计算各区域粒子阻尼及对应声衰减系数,并将其添加到声场中进行声学计算;对比分析了过载为3 g、6g、9g、12g、15g工况下粒子的空间分布特性及声学响应变化规律。结果表明,在粒径不变的前提下,随着横向过载的不断增加,发动机内粒子空间分布的不均匀性显著增加,各监测点声学响应传递函数随横向过载的增大呈增大趋势,表明在横向大过载下,粒子阻尼对发动机内压力振荡的抑制作用减弱,这对发动机稳定性极其不利;在同一工况下,发动机头部声学响应值高于喷管喉部附近,将对声不稳定产生消极影响。

喷管摆动对固体火箭发动机内两相流动的影响

采用颗粒轨道模型(欧拉-拉格朗日模型)以及分区网格技术,对带潜入式摆动喷管的固体火箭发动机中的三维两相流动进行了一体化数值模拟,得出以下结论:凝聚相的存在对发动机中的两相流动有明显的影响,喷管中粒子浓度高的区域速度低,温度高;喷管的摆动造成发动机后翼槽内流动的不对称,并对发动机的性能造成明显的损失,当喷管摆动到一定角度时候,喷管摆向一侧的后翼槽内出现漩涡;喷管的摆动影响发动机后翼槽内以及壁面上粒子浓度的分布。

英国的植物生理研究

一、发育生理和代谢功能生理方面 1.应用突变种进行生理研究 植物的发育由于同时受遗传的控制和环境的影响,进行生理研究时有很多困难。在英国许多发育生理的研究是用突变种为材料,在控制某一性状的基因发生突变后,观察对植物生理、生化过程的影响,从而了解控制该性状的主要生理过程。

英国的植物遗传育种研究

1.对待遗传工程的不同观点 分子遗传学在微生物和病毒方面的应用较多,但在植物方面的前景如何?著名育种家、爱丁堡大学农学院教授Simmonds认为,植物的许多性状是多基因控制的,基因工程不易获得成功。而许多体细胞杂种则常常是细胞质的变异,很不稳定。所以他认为通过遗传工程培育新品种目前只是一种梦想。