液体火箭发动机燃烧不稳定性分析与热释放声放大机理

应用计算流体动力学方法对液体火箭发动机燃烧室内高频不稳定燃烧现象进行了数值仿真。气相方程用欧拉坐标系下的Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组描述,液相控制方程用Ｌａｇｒａｎｇｉａｎ坐标系下进行描述,湍流模型采用高雷诺数的ｋ－ε双方程模型。在燃烧室内加入正弦形脉冲扰动评定燃烧稳定性。引用Ｒａｙｌｅｉｇｈ热释放声放大机理对计算结果进行了分析,并对不同的扰动系数和液滴初始直径描出了燃烧稳定性极限图     

一甲基肼的高压蒸发研究

对一甲基肼的高压蒸发进行了研究,计算了一甲基肼液滴温度和半径的变化历程,并对各种不同环境压力下的结果进行了比较。计算了蒸发常数、传热数和传质数,所得结果同已有的实验数据相比较是吻合的,且考虑了不同的Le数对蒸发界限压力的影响,说明了此蒸发模型和计算方法的合理性。所得结论对于分析液体火箭发动机的燃烧过程是重要的。这一方法还可以用来计算其他燃料的蒸发。     

液体推进剂液滴高压蒸发研究

本文改进了现有的液体推进剂液滴高压蒸发模型,提出了一个计算高压下液滴蒸发时环境介质气体在液滴中溶解的子模型,该模型中采用了改进的R-K气体状态方程。利用本模型对丙烷在氮气中的高压蒸发进行了计算。结果表明在高压下液滴蒸发时间随压力和环境温度的增加而减小,当压力超过某临界值时,液滴将达到超临界状态。高压下环境介质气体在液滴中的溶解是非常明显的,并且压力愈高溶解性愈大,因此在推进剂高压燃烧中必须考虑溶解性对于液滴蒸发的影响。     

线性系统测试矩阵优化

研究了工程中常见的线性系统循环指数为1(即其约当标准形不同的约当块不出现重根)的情况下测试矩阵优化的方法.通过将系统矩阵变换为约当标准型,能够简单地判定测试矩阵能否保持系统可观测.采用该方法可以在保持系统可观测的情况下,简单而直观地获取系统测试代价最小的测试策略.例子表明,该算法在工程上易于应用.     

地空导弹阵地优选的灰色关联模型研究

依据地空导弹阵地优选受多因素制约的特点,运用灰色关联分析建立地空导弹阵地优选的灰色关联模型。通过综合研究地空导弹阵地选择的战术、技术要求及影响因素,提出了阵地选择的指标体系,进而结合使用Delphi法,建立了地空导弹阵地优选的灰色关联模型。经过实例计算证明了该模型具有实用性和推广价值。     

一种多处理机集束总线互连结构性能分析

针对紧耦合多处理机系统中采用的集束总线结构 ,对系统中单个处理机的处理效率进行了分析 ,据此 ,提出了关于该类互连结构中总线和存储器设置方面的建议。最后 ,对集束总线结构、共享总线结构和分布式总线结构系统的性能进行了比较分析。     

声腔应用于液体火箭发动机不稳定燃烧抑制中的特性研究

本文针对抑制液体火箭发动机不稳定燃烧的声学装置——赫姆霍兹声腔和四分之一波长管声腔进行了研究。讨论了在声腔设计安排中正确选择声腔的数目，且比较了不同长度声腔的阻尼特性。通过考察声吸收系数的方法来最优化系统的阻尼，得到了可供设计参考的结论。     

RLPG 雾化模型中的液滴直径关系

应用激光衍射瞬变喷雾场测量系统，进行了再生式液体炮（ＲＬＰＧ）环形喷嘴雾化特性的实验研究，得到了环形喷嘴瞬变喷雾场平均液滴直径的经验关系式，并与ＲＬＰＧ雾化模型中几个常用的液滴直径关系式进行了比较，得到了一些有价值的结论。     

基于非线性动力学的液体火箭发动机高频不稳定燃烧过程

采用非线性动力学方法对液体火箭发动机非线性高频燃烧不稳定工作过程进行了研究。气相控制方程组用欧拉坐标系下的Navier Stokes方程组描述,液相控制方程组在Lagrangian坐标系下进行描述,气、液两相作用通过方程组的源项互相耦合。用高压蒸发理论对火箭发动机喷雾过程进行了描述。采用计算燃烧学的方法对发动机燃烧室内的湍流两相燃烧过程的稳定燃烧状态和高频不稳定燃烧现象进行了数值模拟。通过分析和讨论,得出了火箭发动机高频不稳定燃烧过程的波动过程类似于奇异吸引子的结论。     

公众聚集场所火灾危险性评估方法研究

针对公众聚集场所火灾危险性特点，从建筑特征、危险源、消防设施、人员疏散和安全管理等五个方面建立火灾危险性评价指标体系。在此基础上通过专家打分和层次分析法，计算得出各指标因子的权重值，根据有关标准和规范，对各评价指标因子进行等级划分，设计安全检查评分表，采用线性加权模型，计算该场所的系统安全分值，得出火灾危险性评价结果。最后给出一个评估实例，对评估方法进行验证。