序列近似优化方法及其在火箭外形快速设计中的应用

针对序列近似优化方法在代理模型构造与采样策略等方面的不足,基于采样点局部密度,引入与局部密度成反比的样本点影响体积概念,通过优化总影响体积确定径向基函数最优核宽度,满足序列近似优化过程不同规模、非均匀样本条件下的函数近似需要;建立潜在可行域最大距离加点准则,并与潜在最优加点准则结合平衡算法的探索能力与开发能力;建立三步收敛判定准则;构建改进序列近似优化的算法流程。对于Golinski减速器的优化设计问题,算法在目标函数调用42次后便搜索到全局最优解,体现了其良好的全局寻优能力与搜索效率。以"天航二号"火箭为例,建立其外形优化问题数学模型,所提优化方法在调用原始计算模型165次之后便搜索到全局最优解,大大提高了设计效率,同时飞行试验也表明设计结果满足要求。     

射流角度和壁面曲率对撞壁液膜的影响

射流角度和壁面曲率是空间液体火箭发动机液膜冷却设计的重要参数,通过实验研究了入射角和壁面曲率半径对射流撞壁液膜形态和液膜厚度的影响;实验中液膜厚度的测量采用探针法法测量。对射流撞壁的溅射现象进行的分析表明,射流由壁面附着状态转变为液滴飞溅状态的临界We数为214.1,射流撞壁后由附壁状态转变为溅射状态的临界入射角度为23.1°,根据液体火箭发动机冷却的需要可以选择合适的射流角度。     

运载火箭芯级与助推级分离的数值模拟

采用动态重叠网格方法和双欧法,耦合求解非定常流动控制NS方程和6DOF运动方程,数值模拟运载火箭助推级和芯级的自由分离过程和附加外力作用下的强迫分离过程,并对芯级、助推级分离的主要影响因素进行分析。数值结果与试验结果吻合,表明动态重叠网格方法能正确预测火箭芯级与助推级间复杂的流动现象。根据数值模拟结果,给出助推级在不同分离工况下的分离参数及分离规律。     

基于双星编队SAR的差分干涉研究

结合系统特点,分析了利用双星编队SAP,进行差分干涉测量的特殊性和优越性,对双星编队SAR的立体基线进行分解,得到了差分干涉的有效基线分量,建立了双星编队SAR的差分干涉模型,并利用冗余图像采用数据融合的方法提高了测量精度,用地形形变量检测的仿真实验验证了模型和方法的正确性和有效性.     

变化风场对气象火箭射高的影响

建立了变化风场的气动力模型 ,讨论了风梯度的气动力效应。对气象火箭在弹道风和变化风场中的飞行轨迹进行了数值仿真。计算结果表明 :该模型正确合理 ,与实际飞行结果吻合好。     

共轭梯度反传算法及其在液体火箭发动机系统辨识中的应用

结合非线性优化理论和方法提出了易于实现、收敛速度比较快的多层神经网络共轭梯度反传算法。液体火箭发动机参数辨识技术已得到广泛的应用,由于传统的数学方法必须基于发动机已知模型,使得其参数辨识受到极大的限制。文中基于神经网络共轭梯度反传算法进行液体火箭发动机的系统辨识,结合变推力发动机热试车动态数据,得到了满意的仿真结果。     

对单兵火箭提前修正量的分析研究

为了实现某型单兵火箭的射击在陆军分队作战模拟仿真系统中的仿真模拟,运用数理统计理论对单兵火箭提前修正量进行分析研究,论证了单兵火箭的射程与提前修正量的一元线性回归分析的统计规律,给出了一元线性回归方程和提前修正量的置信区间,论证了在置信区间中的实际提前修正量的射击的弹着点符合正态分布的射击规律和散布律公式。根据得到的理论结果,指导模拟仿真系统对单兵火箭的射击进行仿真模拟。     

贮存环境对火箭弹动平衡冲量的影响

实验测定了已经在南方和北方2个地区贮存5年的火箭弹动平衡速度,计算了动平衡冲量,并利用秩和检验方法对实验结果进行了处理与分析。通过实验与分析,得到了32发火箭弹的动平衡冲量,综合试验、计算和检验结果表明,贮存环境对于该火箭弹的动平衡冲量有显著影响。     

基于紧支径向基函数的固体域耦合数据传递方法

针对热-电场耦合仿真计算中非匹配网格之间的数据插值问题,提出了一种基于紧支径向基函数点插值的数据传递方法。推导了数据传递矩阵,根据所提出的数据传递方法编制了非匹配网格之间数据传递计算程序,以若干组非匹配网格之间的温度插值为例对本文所提方法进行了验证,并分析了不同参数对计算时间及精度的影响,结果表明,本文算法效率较高,计算误差较小,适用于以热-电场耦合为代表的固体域耦合非匹配网格间的数据传递计算。     

Recent advances in catalytic combustion of AP-based composite solid propellants

Composite solid propellants (CSPs) have widely been used as main energy source for propelling the rockets in both space and military applications. Internal ballistic parameters of rockets like characteristic exhaust velocity, specific impulse, thrust, burning rate etc., are measured to assess and control the performance of rocket motors. The burn rate of solid propellants has been considered as most vital parameter for design of solid rocket motors to meet specific mission requirements. The burning rate of solid propellants can be tailored by using different constituents, extent of oxidizer loading and its particle size and more commonly by incorporating suitable combustion catalysts. Various metal oxides (MOs), complexes, metal powders and metal alloys have shown positive catalytic behaviour during the com-bustion of CSPs. These are usually solid-state catalysts that play multiple roles in combustion of CSPs such as reduction in activation energy, enhancement of rate of reaction, modification of sequences in reaction-phase, influence on condensed-phase combustion and participation in combustion process in gas-phase reactions. The application of nanoscale catalysts in CSPs has increased considerably in recent past due to their superior catalytic properties as compared to their bulk-sized counterparts. A large surface-to-volume ratio and quantum size effect of nanocatalysts are considered to be plausible reasons for improving the combustion characteristics of propellants. Several efforts have been made to produce nanoscale combustion catalysts for advanced propellant formulations to improve their energetics. The work done so far is largely scattered. In this review, an effort has been made to introduce various combustion catalysts having at least a metallic entity. Recent developments of nanoscale combustion catalysts with their specific merits are discussed. The combustion chemistry of a typical CSP is briefly discussed for providing a better understanding on role of combustion catalysts in burning rate enhancement. Available information on different types of combustion nanocatalysts is also presented with critical comments.