摘要：结合现有试验台的改造和重新设计,从方案设计、动力源选择、轴系部件设计、传感器选用与安装等角度,分析了在高速旋转试验台设计中应考虑的主要问题。提出了新的改进设计方案,实践检验是完全可行的,该设计方案实现了高速旋转条件下固体火箭发动机推力、压力的同时测量,解决了密封问题,试验过程中的振动和噪声减小,并且试验台的运行和维护性能也得到提高。

摘要：为避免火箭发动机推力偏心测试中不合理的试验台结构方案给测试带来较大的误差,研究了用于测试火箭发动机推力偏心量的六分力试验系统的力学和误差特性.对于给定的方案,根据力学原理按理想状态得到推力偏心与各分力之间的关系,确定了传感器的量程并计算该结构方案中由传感器的精度所引起推力偏心的误差值.对该方案进行了评价.该分析方法为设计合理的六分力试验系统提供了帮助.

摘要：运用高压氮气冲击固体火箭发动机来模拟在发动机点火时产生的高压峰值对药柱及发动机壁面的冲击,测量出发动机头部、中部、尾部的压力分布,对固体火箭发动机冷气冲击试验过程进行模拟。应用(fluent)流体计算软件,对瞬时内流场进行了二维轴对称非定常数值分析。研究结果表明,所模拟的3个测量点压力-时间曲线与试验曲线吻合较好,药柱头部位置及内端面受冲击力较大,易造成结构完整性破坏,进一步证明试验能够较好的模拟真实点火峰压对发动机及药柱造成的影响,为发动机点火设计及试验提供有力的参考。

摘要：从粘弹性理论、动力学理论出发,利用大型有限元分析软件Ansys6.0对固体推进剂在火炮膛内的瞬间运动进行动力学仿真,通过有限元分析,得出任意时刻推进剂的响应,包括应力分布、变形情况等,据此判断强度是否满足条件,变形是否符合要求。结果将有助于某型号底排-火箭复合增程弹的设计分析。

摘要：文中提出了一种应用 CAD 技术进行复杂形状装药设计的新方法。使用参数化特征建模技术创建管槽形装药的三维模型,根据包覆面和燃面条件合理使用特征操作和几何及尺寸约束,通过表达式的引入实现模型的相关性和可调节性;使用 GRIP 语言编程进行自动计算得到燃面随肉厚的变化关系。该方法避免了复杂的几何推导,不作简化,计算精度高,可大大降低设计工作量,且同样适用于其他药形的设计。

摘要：文中提出了一种变截面内孔星形装药的简化设计计算方法,给出了此装药的初始燃烧面、初始通气参量、体积装填系数与装药几何尺寸之间的数学关系,并推导出不同燃烧阶段燃面随肉厚变化的解析式。

摘要：从二维轴对称Euler方程出发,应用隐式有限体积TVD格式和分区技术数值模拟来流马赫数Ma=2 0,攻角α=0°时超声速绕流与底排装置空腔内的火箭燃气流相互干扰的复杂流场,计算得到了清晰的流场波系结构,包括底排装置空腔中的激波,火箭燃气流在底排装置空腔外底部与外来绕流作用后形成的相交激波、反射激波等,其结果可为底排火箭复合增程弹丸的结构设计和气动特性研究提供理论依据。

摘要：对高压、高转速旋转条件下的间隙密封特性的试验方法进行理论分析,设计一种可对高压、高转速条件下的黏性流体在微小间隙中泄漏特性进行系统测量的综合性试验平台,并利用该试验平台系统研究密封柱直径、密封柱长度、密封间隙、密封腔压力、转动速度及润滑油黏度的影响。试验结果表明各项参数对泄漏量会产生不同程度的影响,且在不超过规定泄漏量的前提下,间隙密封是一种有效的密封方式,该试验台为高速旋转系统密封方式设计和改进提供了可靠的试验手段与方法。

摘要：文中提出基于 UG 所提供的强大功能,利用 UG 二次开发函数对复杂药柱进行燃面推移模拟与分析,并给出装药建模的途径,燃面推移的方法,燃烧面积计算方法。最后以星孔装药作为燃面燃烧模拟示例,所得结果表明,用该方法模拟计算所得到的燃面积与解析方法计算的燃面积的误差可控制在3%以内,完全满足工程设计的需要。

摘要：研究机械泵驱动的两相冷却回路(MPTL)换热器传热效能优化问题,由于换热器的应用环境极为复杂,目前的实验数据极度匮乏,而且结构特殊,现有的标准叉流板式换热器的设计方法并不适用。为了提出可行的设计优化方法,针对某典型MPTL板翅式换热器,建立一种简化的三维物理数学模型,采用有限体积法及流固耦合方法深入研究该换热器在典型结构及设计工况下的流场特性,随后研究其在不同翅高及进口雷诺数时的换热性能变化规律。数值仿真结果表明,换热器换热效率较高,压力损失较小,且随着翅高的降低、进口雷诺数的增加,换热性能逐渐提高。结果证明,可为换热器的进一步设计与优化提供有益的参考。