摘要：采用数值计算的方法,对前缘后掠角为50°的三角翼布局在不同迎角下的绕流结构及其演化进行了研究。在不同迎角下,计算的压力分布与实验结果吻合较好。对数值计算的流场结构分析发现:对于中等后掠角三角翼,在一定的雷诺数和迎角下,在机翼翼面上会出现前缘双涡结构。其形成取决于三角翼前缘附近三维分离产生的自由剪切层强度和涡轴方向的速度分量之间的大小关系。一般而言,当涡轴的速度大到足以将剪切层涡量带走时,在机翼前缘常常会表现为单涡结构;反之将导致剪切层分叉,由此形成双涡结构。

摘要：运载火箭在研制初期会根据卫星的包络需求提出整流罩的包络尺寸,进而提出火箭的初步构型设计。为了预示火箭设计构型的抖振风险,需针对火箭具体的外形尺寸、箭体频率、刚度数据开展跨声速抖振试验研究的相关工作。采用全弹性模型的抖振试验技术,以某型火箭3种5 m级直径整流罩构型为研究目标,通过开展2个方向的抖振试验,采用特征系统实现算法,评估3种火箭构型的抖振风险。研究结果表明:5.2 m直径整流罩+3.35 m直径三级构型一阶弹性模型对来流的响应时间短、响应幅值低,一阶和二阶弹性模型的气动阻尼值均大于零,可作为中国未来中型运载火箭大直径整流罩构型的外形设计方案。

摘要：针对碳纤维复合材料在运载火箭低温贮箱支撑杆中的应用问题,基于碳纤维复合材料单向板力学性能测试结果,对低温贮箱支撑杆的材料和铺层进行了设计,并通过静力学仿真分析对设计方案进行了验证,结果表明:在298 K和77 K温度下,T800单向板的力学性能均优于T700单向板,更适于制造低温贮箱支撑杆;以9°为主角度铺设72层T800增强纤维的低温贮箱支撑杆,其298 K和77 K温度下的拉伸强度和压缩强度可以很好地满足运载火箭低温贮箱支撑杆的设计强度要求。

摘要：低温贮箱间的连接支撑结构是导致贮箱漏热的主要原因之一。采用低热导率的材料、减小结构与贮箱连接部位的接触面积可以减少低温贮箱间的漏热。对低温贮箱连接支撑结构设计进行了初步研究,分别设计了V型和X型杆系连接支撑结构,给出了结构设计的基本参数,并对每种构型的强度、连接结构的热流量和失稳情况进行了分析;在相同质量的情况下,对壳段连接支撑结构也进行了分析,对比了杆系和壳段两种结构形式的总热流量,指出:杆系结构的总热流量更低,杆系连接支撑结构形式更优。

摘要：火箭各种功能的喷射羽流作用到运载载荷上,会引起化学物质在载荷表面的沉积,污染或降低载荷的功能性表面的性能。随着卫星性能的提高,羽流对卫星载荷污染评估受到了工程设计的重视。DSMC方法可以提供精确的羽流分析结果,然而该方法计算耗费时间长,不适合研制和设计过程初期对低成本和快速的分析要求。本文采用Simons方法结合气相沉积的分子动力学方法用于羽流污染的快速分析,能够满足工程设计需要。评估了某型火箭的分离反推火箭高空羽流对卫星载荷的污染情况,得到了羽流污染在卫星表面的气相产物的沉积率,可供相关专业的分析使用。

摘要：研究了应用于低温推进剂在轨贮存的组合绝热材料,包括材料结构、材料选择及其研究进展,总结了其在国外多种运载火箭型号中的应用情况。根据目前常用于组合绝热材料的泡沫材料和多层隔热材料,指出未来我国在泡沫材料发展中应重点向环保和先进的加工工艺方面发展,在MLI材料方面应重点研究反射屏和间隔物的材料选择及每个MLI单元的材料厚度。分析结果可为未来我国深空探测航天器低温贮箱绝热系统设计提供参考。

摘要：以聚氨酯泡沫塑料和多层隔热材料组成的组合绝热材料被认为是未来低温推进剂贮箱绝热材料的主要形式。应用典型的量热器法针对以下三个方面开展试验研究:是否在样件中添加泡沫材料;样件中多层隔热材料的层数不同;制备样件时采用不同的预紧力。对比了不同状态的组合绝热材料的绝热性能。试验结果表明:组合绝热材料中的泡沫塑料可直接增加整体结构的隔热能力;随着组合绝热材料中MLI(多层隔热材料)层数的增加,组合绝热材料的热流量呈先减少后增加的趋势;在MLI层数相同情况下,随着预紧力的增加,材料的热流量呈现增加的趋势。试验分析结果可为未来载人月球探测及更远距离深空探测的航天器低温贮箱绝热系统设计提供参考。