运载火箭一般在头部设有整流罩,其作用是在大气层内飞行段保护有效载荷、承受气动载荷和热流,并使火箭维持良好的气动外形。为了使运载火箭整流罩受到较小的气动加热和气动载荷,以某直径为9.5 m的运载火箭为基础,采用数值计算和工程计算等方法,分别计算钝度比为1、0.875、0.75、0.625、0.5的5种冯卡门曲线整流罩的全箭气动特性、整流罩气动加热、锥柱界面脉动压力等参数,得到钝度比等于1的冯卡门曲线外形的整流罩前锥所受到的气动加热、局部的气动载荷均小于钝度比小的整流罩。

随着运载火箭研发模式转变,快速迭代和协同优化设计成为主要发展方向,这就要求作为小回路论证中重要一环的气动特性计算能够实现在线输出数据,亟需研究一种快速计算气动特性的代理模型,代替耗时的CFD计算和风洞试验参与到总体优化设计中。综合比较多种快速计算途径,选择高斯基Kriging插值和BP神经网络两种方法构建代理模型。使用脚本控制的Cart3D软件生成数值试验样本,样本点精度与Fluent软件计算误差小于14%。通过样本点训练、内参优化和加点策略,最终获得相对误差小于10%的代理模型,能够实现给定外形参数在线秒级输出气动数据,极大地推动了气动计算在总体论证中的作用。

针对被测试样聚氨脂塑料硬泡沫的低温性能,采用平板热导仪[1],用稳态法测量其低温热导率.以液氮和液氦作为冷源,用真空绝热、控制冷热板温度,可以获得不同温度下的微分热导率和平均热导率.

分析了颤振问题的原因和AMESim仿真计算;提出了阀芯增加衬套、增加阻尼结构和利用阀芯不平衡面积的方法,分别进行了仿真分析和试验验证。结果表明,阀芯增加衬套的方法可保证阀门功能正常但无法消除颤振,其余两种方法均可有效抑制颤振现象。研究结果对气体单向阀的防颤振设计有较大的指导作用。

细长体的运载火箭在大攻角飞行时可能承受较大的气动弯矩作用并会导致结构发生较大的弹性变形,需要开展流固耦合仿真以分析箭体表面压力分布和箭体弹性变形情况及其对结构安全性影响。将高精度的计算流体力学和计算结构力学耦合起来实现了一种静气动弹性分析方法,其中流体计算基于三维粘性Navier-Stokes方程求解,结构计算采用三维有限元静力学分析方法。在使用标准气弹机翼验证的基础上,采用上述方法对火箭超声速大攻角飞行时的箭体变形情况进行了研究,分析了不同壳体厚度对结构弹性变形的影响。结果表明基于上述方法能够开展精细化的静气弹分析,应用到细长体火箭上的分析结果为火箭的载荷与结构总体设计提供依据。

基于AMESim仿真分析软件,对气动阀门内部的运动规律、阀门内部零组件相互运动关系进行了研究,并采取了非接触测量方法,测量了阀门内部阀杆运动速度,确定了仿真分析的正确性。结果表明气动阀门在打开瞬间,阀杆会有较大的运动速度,并可能发生顶杆与阀杆的反向碰撞问题,给顶杆或阀杆带来损伤。

分别对运载火箭先导式安全阀的指挥阀和主阀的颤振现象进行分析,结合产品结构和工作条件,对指挥阀主弹簧和主阀活塞杆导向结构提出改进措施,并开展试验验证。结果表明,改进后的指挥阀主弹簧,提高了刚度,能够有效降低惯性力的影响,改善指挥阀颤振;活塞杆上增加一道O形圈可以优化导向结构,保证活塞杆行程不发生偏离。

通过捆绑式运载火箭在地面风环境下的风洞试验，分析了不同试验条件下主体火箭及助推器各测压截面压力分布的变化规律。结果表明：主体火箭和助推器之间的相互干扰、发射塔架对于火箭的影响都很明显。另外，对其气动弹性模型在地面风荷载下的动态响应亦进行工程计算，并与试验结果有良好的一致性。

通过分析运载火箭应用背景提出了电液复合伺服控制系统方案，分别介绍了其工作原理，建立了相应仿真模型。在动态性能和节能效率方面与传统电液伺服系统和电静液伺服系统进行了对比，仿真结果显示电液复合伺服控制系统虽然动态性能不及传统电液伺服系统，但相对于电静液伺服系统却有较大改善，完全能够满足运载火箭的动态指标要求，节能效率相对于传统电液伺服系统有了显著提升。

运载火箭贮箱放气噪声属于空气动力性噪声,这种噪声高达130 dB以上,严重地干扰了正常的测试工作.首先阐述了小孔消声器的消声原理及设计思想,然后依据某型号火箭贮箱放气的有关参数,设计了一种适用于相关系列火箭贮箱放气的小孔消声器.