战术导弹多学科设计优化

建立了战术导弹多学科系统分析模型,提出了战术导弹多学科设计优化方法.通过系统级总体设计优化和并行的子系统级发动机设计优化的嵌套循环,得到满足战术导弹总体设计指标的最优发动机设计方案,即得到内外弹道相匹配的发动机最优推力时间曲线,实现了战术导弹多学科设计优化,缩短了战术导弹总体和固体推进学科的设计周期.战术导弹设计优化时不仅考虑了导弹战技性能指标要求,而且还考虑了22个典型攻击目标的运动特性,增加了导弹最优设计结果的实用性.     

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。     

基于火箭弹旋转运动的主子惯导在线标定方案研究

针对火箭炮在射前标定阶段不能进行线运动,只能进行两自由度的角运动,以及需要标定参数多,模型维数大导致标定实时性差等缺点。以火箭炮制导化改造为背景,首先利用旋转调制的原理建立了误差模型,将惯性器件的零偏误差分离,并且理论分析了旋转调制对惯性器件刻度系数误差标定的影响,分析结果表明,旋转运动对刻度系数误差的可观测性影响很大。但是,由于单独的横滚运动不能激励全部6个刻度系数误差,所以最后设计了新的火箭弹机动方案,以及滤波算法使全部刻度系数误差均可观测,并且结果表明除x轴陀螺刻度系数误差外,其余参数均能较快地收敛,与传统的方法相比,标定的实时性和精度都有了较大提高,充分体现了弹丸横滚运动对火箭炮射前标定的重要性。     

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.     

液体火箭发动机非线性燃烧不稳定过程的并行仿真

采用计算燃烧学方法对火箭发动机非线性燃烧不稳定工作过程进行了并行数值模拟。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。编制了串行和并行程序 ,并在并行计算环境下进行了测试。从计算结果可以看出并行计算的效率较高。     

燃烧室压力对潜入式喷管喉衬热应力的影响

为了研究燃烧室压力对固体火箭发动机潜入式喷管热应力影响规律的问题,采用商业流体软件,基于压力求解器,求解了喷管纯气相的流场,确定了燃气温度、压力、壁面对流换热系数;采用有限元软件,依据流场计算的非均布壁面压力与非均布对流换热,求解了燃烧室压力为6 MPa下的潜入式喷管热结构问题;通过地面点火试验验证了仿真模型与数值方法...     

计算流体动力学在液体火箭发动机中的应用

对计算流体动力学（ＣＦＤ）在液体火箭发动机中的应用情况进行了全面的回顾与分析,提出了今后的发展趋势与方向。     

KCl 和KBr 晶体热膨胀系数的计算

本文利用Gordon-Kim 模型给出的离子间相互作用势,计算了KCl 和KBr 晶体在室温下的热膨胀系数。所得的结果与实验值进行了对照。     

基于轴对称内聚力单元的立贮发动机黏接界面结构完整性分析

建立轴对称内聚力单元是进行立贮发动机黏接界面应力分析的重要手段。在变形后的轴对称内聚力单元上建立参考坐标系,推导了单元节点位移在参考坐标系和全局坐标系下的转换关系。基于单元分离位移推导了单元内力矢量和单元刚度矩阵。开展了旋转体的分离测试,验证了轴对称内聚力单元的准确性和高效性。针对立贮发动机,先后开展了轴向加速度以及波浪载荷作用下的发动机结构分析,重点研究了黏接界面上应力的大小以及分布规律。研究方法和结论可以为发动机黏接界面结构分析提供有利参考。     

The properties of Sn–Zn–Al–La fusible alloy for mitigation devices of solid propellant rocket motors

The Al and La elements are added to the Sn9Zn alloy to obtain the fusible alloy for the mitigation devices of solid propellant rocket motors. Differential scanning calorimetry (DSC), metallographic analysis, scanning electron microscopy (SEM), energy dispersive spectroscopy (EDS), tensile testing and fracture analysis were used to study the effect of Al and La elements on the microstructure, melting characteristics, and mechanical properties of the Sn9Zn alloy. Whether the fusible diaphragm can effectively relieve pressure was investigated by the hydrostatic pressure at high-temperature test. Experimental results show that the melting point of the Sn9Zn-0.8Al0·2La and Sn9Zn–3Al0·2La fusible alloys can meet the predetermined working temperature of ventilation. The mechanical properties of those are more than 35% higher than that of the Sn9Zn alloy at −50 °C–70 °C, and the mechanical strength is reduced by 80% at 175 °C. It is proven by the hydrostatic pressure at high-temperature test that the fusible diaphragm can relieve pressure effectively and can be used for the design of the mitigation devices of solid propellant rocket motors.