一、固液混合火箭发动机简单反应流模拟（论文文献综述）
刘阳旻[1]（2021）在《液体火箭发动机喷管附面层求解器开发与应用》文中进行了进一步梳理喷管是液体火箭发动机产生推力的装置,喷管性能分析和传热计算是喷管设计的重要部分,而实现它们的方法便是对喷管流场进行仿真计算,对于追求高效率的工程应用来说,流场计算希望既快且准。而针对火箭发动机喷管流场超高雷诺数的特性,其大部分流动区域实际上处于近似无粘状态,仅有壁面薄层需要考虑粘性效应,因此无粘流场结合附面层修正是工程上最适合喷管流场分析的计算方式。本文在已有无粘化学动力喷管流场求解器的基础上研究了可与之配套的液体火箭发动机附面层仿真计算方法,开发了喷管流场计算应用程序,对其的工程应用与适用范围进行了研究,提出在薄附面层方程不够适用时,应当使用考虑了纵曲率项和法向压力梯度的厚附面层方程来计算的改进措施,随后对厚附面层理论进行了初步研究,完成了以下工作:1.从二维/轴对称薄附面层方程组出发,使用C-S（Cebeci-Smith）零方程模型建模湍流,利用Falkner-Skan-Mangler变换对控制方程进行转化并数值求解,编制得到了可与无粘流场求解器配套的附面层fortran程序,初步发展了一个完整的无粘流场结合附面层修正二维化学动力喷管流场求解器,其全喷管流场计算时长在60s左右;2.针对某扩张段使用拟抛物线型面的液氧甲烷发动机,采用完整的自研程序研究了不同设计参数对其喷管效率的影响,设计参数包括推力、室压、混合比、喷管面积比、喷管初始角和喷管出口角等。计算喷管效率时考虑了几何损失、附面层损失、化学动力损失,之后对其进行了以最大真空比冲为优化目标的最优抛物线型面造型;3.对比了自研程序、巴兹公式和CFD三者在SSME（航天飞机主发动机）喷管壁面热流计算上的差异,发现附面层程序和CFD结果差不多都较为准确,而巴兹公式与两者差异较大,随后分析了造成这种差异的原因;4.使用自研程序计算了三个面积比依次增大的氢氧发动机喷管比冲,其计算得到的附面层厚度依次增大,与CFD计算结果进行了对比,发现附面层越厚,程序得到结果与CFD全N-S求解器差别越大,初步认为在出口附面层厚度与出口喷管半径之比大于10%时,薄附面层程序不够适用;5.采用量级分析方法推导了考虑了纵曲率项和法向压力梯度的不可压厚附面层方程组,使用打靶法求解了相似解,为以后进行了厚附面层程序开发奠定了基础。
刘秀婷[2]（2020）在《基于MW级布雷顿循环的空间核热电双模式系统性能优化》文中认为近年来,空间核能的利用越来越成为航天设计关注的重点,核热推进因其推力大、比冲高相比于电推进、化学推进更具发展优势;而布雷顿热电转换循环因效率高、体积小在空间电力储备中优点突出,因此,将推进技术和电源技术相结合,发展空间核热电双模式系统对于深空探测更具发展意义。我国对集推进和发电于一体的双模式系统的研究和开发还处于初级阶段,因此,本文主要对研究还不深入、技术相对欠缺的空间核热电双模式系统进行概念性设计和研究。建立基于布雷顿循环的空间核热电双模式系统的数理模型,并对系统的推进模块和发电模块进行计算和性能分析,对多目标优化所得最优工况下的双模式系统进行质量预估。为确定系统满足火星探测基本动力需求,对推进模块进行数学建模,探讨堆芯及燃料选型,选取关键设计参数、确定基本动力结构,通过设计计算,得到推力106.2k N,比冲912s,三台发动机并联使用满足火星探测基本动力需求。对发电模块进行数学建模及工质选择,重点对比8MPa、10MPa和15MPa下超临界二氧化碳物性,并基于REFPROP数据库对以超临界二氧化碳为工质的再压缩布雷顿热电转换循环进行模拟仿真计算,将结果与试验对比验证模拟的可行性。数学建模的基础上对不同参数工况下的系统特性进行分析对比,通过斯皮尔曼等级相关系数法选取循环的最高温度、最低温度、压比、分流比、压缩机和透平等熵效率等六个影响因素,探讨变工况下系统效率、做功以及面积的变化趋势。在系统特性分析的基础上进一步进行多目标优化,利用响应曲面法分别得到循环热效率、净功、电功率、?效率、回热器总热导以及辐射散热器面积等六个优化目标的回归方程,基于多目标粒子群优化算法得到帕累托曲线图,进而得到一系列最优工况。热效率、电功率、辐射散热器面积优化所得工况为:最低温度Tmin=310K、最高温度Tmax=676℃、增压比π=2.5、分流比x=0.373、透平等熵效率ηisot=0.85、压缩机等熵效率ηisoc=0.66、热效率ηx=0.3、电功率Pe=2.7MW、辐射散热面积Ar=1902m2;最后,对三目标优化所得四种工况下系统质量进行预估,结果分别是30.1t、29t、31.6t、29.8t,推重比均在1.25～1.3之间,核热电双模式系统中质量占比最大的是辐射散热面积,约占发电模块总质量的40%、双模式系统总质量的21%。
刘壁杨[3]（2019）在《扰流板数及其分布对固液发动机燃料退移速率影响研究》文中研究说明固液火箭发动机具有安全、环保、药柱稳定等诸多优点,工程应用上具有十分巨大的潜力,但固液发动机固体燃料热分解速率较低。为了提高发动机固体燃料热分解速率,采用扰流板降低发动机内燃气流速,提高其热分解速率是一种常采用的方法。本文以H2O2/HTPB（过氧化氢/端羟基聚丁二烯）推进剂为氧燃剂组合,对不同内置扰流板径差、不同内置扰流板数量和分布的固液火箭发动机进行数值模拟,探究固液火箭发动机内置扰流板数及其分布对固液火箭发动机固体燃料热分解速率的影响,为固液火箭发动机设计提供理论依据。对内置扰流片径差分别为2.25hD,2.5hD,2.75hD,3.0hD,3.25hD的固液火箭发动机结构进行了燃料退移计算,计算结果表明:随着内置扰流板内外径差的不断增大,固体燃料热分解速率先增加后减小,对比含内置扰流板与不含内置扰流板结构的固液火箭发动机燃料热分解速率,在相同的边界条件下,含内置扰流板结构的固体燃料热分解速率显着提高,在内置扰流片内径大小为3.0hD时,提高效率最大,提高了26.55%。单片内置扰流板结构将固体燃料壁面退移速率分成两个区域,扰流板板前部分的热分解速率略低于无内置扰流板时的热分解速率速率,扰流板板后燃料热分解速率大幅增加,后沿着轴向逐渐减小,直至扰流板板前水平。随着固液火箭发动机内置扰流板位置的从喷管入口沿着轴向移动,固液火箭发动机的固体燃料的平均热分解速率先增加后减小,最大值为扰流板位于药柱的前约30%位置处,扰流板越靠近该位置固体燃料平均退移速率越高。双片内置扰流板结构将固体燃料壁面退移速率分成三个区域,第一片内置扰流板板前部分相比不含扰流板结构的燃烧室固体燃料退移速率有所降低;两片内置扰流板板后部分药柱退移速率均有明显的提高并沿着横轴方向逐渐的降低;两片内置扰流板间距相近时,由于第一片扰流板引起的固体药柱退移速率还未降低到板前水平,再次经过扰流进而提高后续固体药柱的退移速率,进而导致药柱平均退移速率低;第二片扰流板太靠后时,由于燃烧室内置扰流板后的固体药柱太短,扰流板板后旋涡不能完全发挥其作用,导致药柱平均退移速率低。三片内置扰流板结构会将固体燃料壁面退移速率分成四个区域,第一片内置扰流板板前部分相比不含扰流板结构的燃烧室固体燃料退移速率有所降低;三片内置扰流板板后部分药柱退移动速率均有明显的提高并沿着横轴方向逐渐的降低,扰流板越靠近λd=0.33处波峰越高,越远离越低。故首片扰流板位置一定的情况下,后续扰流板应位于首片扰流板后药柱均分位置稍微靠后的位置,使得各流板板后的极小值相等,此时固体燃料药柱整体的退移速率最大。
董海波[4]（2018）在《化学非平衡流计算方法改进及其应用》文中认为相对于量热完全气体流动控制方程组的求解过程,超声速化学非平衡流动属于典型的时空多尺度物理问题,其控制方程组存在严重的刚性,给数值求解带来了很大困难。隐式方法和解耦方法是两种常用的求解刚性问题的计算方法:隐式方法的时间步长可以不受稳定性的限制,但是其缺点是计算量较大,在每一个时间步内的迭代都需要对矩阵进行求逆计算。解耦方法将多物理问题分解为若干个子问题,计算过程中避免了矩阵求逆所带来的巨大计算量,其缺点体现在不同方法的数值不稳定性会对计算结果产生影响。改进解耦方法中引入等效能量和等效比热比,对能量方程进行改造后将控制方程组分解成流动和化学反应相互独立的两部分,每一部分可以采取各自的成熟方法对其进行计算。本文在改进解耦方法的基础上,继续对超声速流动中混合气体的燃烧现象进行数值模拟,以提高计算效率为目的开展相关理论研究。针对化学反应常微分方程组进行线性化改造,使其满足精细积分方法的求解形式。采用精细积分方法对多个数值算例进行模拟,与其他两种传统计算方法的模拟结果进行对比,体现精细积分方法求解化学反应常微分方程组的优良特性。流动部分控制方程组描述的是多组元混合气体的冻结流动,根据流动现象的本质,提出了流动算子优化方法:在更新求解变量的过程中,采用记录进出相邻单元边界的对流通量和扩散通量对组元密度进行时间更新,方程求解数目的减少可以提高流动算子的计算效率。针对经典的弹道靶实验进行数值模拟,通过模拟结果的对比,体现流动算子优化方法对计算效率的影响。化学反应的发生需要满足一定的条件,在未发生化学反应或反应达到平衡的空间区域内组元质量生成率接近为零,结合反应动力学理论提出了反应算子空间自适应方法:对全场计算单元进行判断,满足准则条件的单元进行化学反应的迭代求解,最终实现化学反应自适应开启/关闭的功能。采用该方法对多个超声速流动中混合气体的燃烧问题进行数值模拟,通过数据结果的对比表明反应算子空间自适应方法对计算效率的影响。结合流动算子优化方法和反应算子空间自适应方法对三维问题进行综合测试,针对存在侧向喷流干扰的超声速流动问题,考虑化学非平衡流模拟方法的计算结果更为接近于实验数据;将侧喷发动机作为提供气动力的辅助装置,验证了两级入轨飞行器分离方案设计,同时表明本文所提出的方法能够应用于实际工程问题的数值模拟。
李阳鹏[5]（2018）在《针栓喷注条件下连续旋转爆震传播特性研究》文中研究指明连续旋转爆震极有可能是液体火箭发动机高频切向燃烧不稳定性的诱因之一。二者传播频率及方向相似;在液体火箭发动机中壁面局部燃料与氧化剂混合物在高温环境中极容易诱发旋转爆震。目前研究发现,针栓喷注器发动机能量释放区域结构存在不同气体参数的稳定区,有利于抑制声学不稳定。本文通过在空桶燃烧室内采用变构型喷注器实现从连续旋转爆震喷注方式向针栓喷注方式的过渡,以试验为主,数值模拟为辅的方法,研究针栓喷注器对旋转爆震波的影响,探究针栓是否是通过抑制旋转爆震从而抑制液体火箭发动机切向燃烧不稳定性。在和燃烧室等构型的计算域中进行了氢气/空气冷流混合数值模拟,得到了类似针栓喷注器燃烧室流场的双回流区结构。流场结果表明随着喷注深度增加、喷注直径的减小,燃烧室头部回流区长度增加,并且当喷注器直径过小时,由于燃气流量过小,主流会从向壁面弯曲转变为向中心弯曲。在不同喷管收缩比、当量比和点火方式下针对不同喷注构型进行了试验。结果表明爆震波是所有模态中最稳定的,缩小喷注直径和增大喷注深度会导致愈发难以实现爆震波,并且燃烧室内波的传播模态愈发复杂。等压时序点火只能在喷管收缩比8时才能成功起爆,并且喷注构型从外环喷注向针栓喷注形式过渡时,传播模态会从爆震波经历锯齿波最终转变为等压燃烧,验证了针栓喷注器能够抑制连续旋转爆震的结论。对比了燃烧室旋转波型FFT主频和燃烧室声学固有频率,发现任意喷注构型下,热射流点火试验的FFT结果始终与相应的固有频率吻合较好,说明对于小尺寸空桶燃烧室,射流点火极易形成旋转波形。
郭常超[6]（2018）在《固体火箭发动机流体喉部喷管动态特性研究》文中指出流体喉部喷管调节技术（FNT）具有没有移动部件,可靠性高,推力损失较小,射流的排出能提供额外的推力,可改变主流燃气流动型面,可调节喷管燃气膨胀比,使发动机时刻处于最佳工作状态,可整合推力大小控制和矢量控制系统,简化发动机系统等优点,在未来飞行器推力调节系统中有着广阔的应用前景。但是FNT在固体火箭发动机方向的运用还处于初级阶段,从目前公开的文献中看,研究主要多集中在发动机稳态特性方面,对于动态特性方面,由于研究的不足暂时还没有一个清晰的认知。同时,稳态/动态调控性能的优化、与其他调节系统的整合都还有很大提高空间。所以本文采用理论推导、数值模拟与冷/热实验结合的方法,在进一步归纳和总结固体火箭发动机FNT技术和激波诱导技术（SVC）稳态调节性能的基础上,对其动态特性,开展了深入的研究。主要的工作包括以下几个方面:对射流喷注到喷管内的过程进行理论分析,定义相关的物理变量,进行合理的简化,推导出了射流垂直环缝喷注时喷管扼流性能的理论预估公式,通过数值和前人的实验数据进行对比,验证其准确性。采用稳态算法,研究了FNT调节喷管有效喉部面积比、推力调节比、膨胀比的影响因素,重新定义了射流的等效流量比,将研究结果成功地推广到不同温度、摩尔质量的射流方案中。研究结果表明射流的注入,会在喷口上下游形成涡流区挤压主流的流动空间,增加射流的流量比,能增加喷管对主流的扼流性能和推力调节比,但其调节效果会逐渐减弱,同时增加射流的流量比,会降低喷管主流的膨胀性能,使其无法完全膨胀。在相同流量比下,增加射流的温度、降低射流的平均摩尔质量,改用能与燃气发生二次燃烧的射流工质也能增加喷管调节的稳态性能。较小的射流喷射面积对喷管调节性能有微弱的提升,存在一个最佳的射流注射角使得调节性能最佳。对射流的喷注过程进行动态仿真分析。研究了射流打开与关闭后,喷管内流场的变化,以及射流注射结构、射流工质参数和燃气二次燃烧对喷管推力调节响应的影响。研究发现,整个调节过程无超调并能平滑过渡到新的平衡态,大致可分为压力传递、燃气阻塞和平衡稳定阶段,平衡稳定阶段占比最长。在相同的流量比下,提高射流的温度、降低摩尔质量、减小喷口面积、降低喷射角度和燃气二次燃烧,能增加喷管调节的燃烧室压力上升速率和最终平衡态的压力稳定值,但由于平衡压力的升高,并不能降低喷管的响应延迟。喷管阻尼随喷管喉部射流等效流量比的增加而呈略微线性减小,在等效流量比小于0.5时,其减小量小于8%,这不利于抑制不稳定燃烧。在FNT的基础上,结合SVC进行发动机推力矢量调节,研究分析了二者结合的稳态/动态特性。结果表明扩张段射流喷注形成的斜激波恰好完全进入喷管时,推力矢量角达到极大值。结合喉部射流喷注会降低斜激波的强度,减小激波角,且随着流量比的增加而激波强度与激波角会进一步减小,进而增加达到推力矢量角极大值所消耗的扩张段射流流量比。相同扩张段射流流量比下,射流温度越高,推力调节比越大,其达到推力矢量角极大值所需的流量比越小,扩张段射流喷口越靠近喷管出口,推力矢量角的极大值越大。即对于一个达到推力矢量角极大值的射流喷管,保持流量比不变,向喷管出口移动射流喷口,推力调节比与矢量角基本不变,但是推力矢量角能达到的极大值增大;向喷管喉部移动喷口,推力调节比增大,推力矢量角减小,但始终处于此种喷口布局下能达到的推力矢量角极大值状态。动态性能方面,喉部射流喷注的动态响应延迟要比扩张段射流大一个数量级,喉部射流喷注调节无超调现象而扩张段射流喷注调节则有超调现象。喉部与扩张段射流的喷注顺序对推力调节比的响应几乎无影响,但先喷注扩张段射流能降低矢量角的响应延迟。建立推力矢量测试系统,通过冷流与热试实验进一步验证了等效流量比的新概念,及将冷流结论推广到不同射流温度、摩尔质量工况的可行性,并推导出FNT推力调节比的理论预估公式。FNT和SVC结合时,二者射流喷口之间的相位差对矢量控制性能具有较大影响。通过在喉部和扩张段异侧喷注气态射流,能得到较好的推力轴向和矢量性能,而液态射流同侧与异侧喷注对调节性能影响不大。射流不同相位的喷注能减小彼此干扰,提高性能。液态射流能有效地提高射流喷管调控的动态性能。
孙兵兵[7]（2018）在《固体火箭发动机燃烧不稳定性影响因素及抑制方法研究》文中进行了进一步梳理随着导弹武器装备的不断升级,导弹作战要求的不断提高,对动力系统指标需求“屡破新高”,大长径比、高装填、高能复合推进剂发动机被广泛的应用。但该类发动机屡次在工作末期出现明显的不稳定燃烧问题。为了揭示末期不稳定燃烧产生的诱因,利用理论分析、数值计算和实验测量相结合的方法,围绕固体火箭发动机主要增益与阻尼因素开展研究。主要工作包括以下几个方面:为了对飞行过程中末期出现不稳定燃烧现象的固体火箭发动机进行诊断,弄清不稳定燃烧的类型,分析处理飞行过程中的压强振荡数据,得到其频谱特性,并通过有限元方法得到发动机工作过程中固有声振频率。对比发动机固有声振频率与发动机实验振荡频率,发现一阶轴向理论计算值与一阶实验测量值二者较为相近,由此判断发动机产生的不稳定燃烧为声不稳定燃烧,为该类不稳定燃烧问题的解决指明方向。基于典型的VKI模型发动机,利用单组份气相内流场大涡模拟方法,开展了热挡板设计参数对声涡耦合引起的压力振荡的影响研究,得到了热挡板长度及弯曲角度的影响规律;之后,研究了复杂装药发动机三个典型工作时刻的流场特性、涡量特性及压强振荡特性,并分析了发动机工作过程中由复杂装药结构设计引起的压强振荡幅值的变化规律,发现发动机压强振荡幅度随着燃面的退移逐渐减小。工作末期由复杂装药结构设计引起的压强振荡幅度相较于前期减小了两个数量级。在短喷管理论的基础上,推导了喷管的阻尼机理和阻尼系数表达式。利用数值仿真方法研究了发动机设计参数（发动机特征长度及喷管喉部面积与燃烧室通气面积之比）对喷管阻尼系数的影响规律,并利用理论计算值进行验证,发现理论计算值与仿真计算值较为接近,证明了计算方法的合理性;之后开展了喷管阻尼系数理论公式无法预估和判断的因素（喷管收敛半角及收敛型面）对喷管阻尼特性的影响规律,发现:喷管收敛半角越小,发动机的喷管阻尼效果越强;在设计喷管时,在一定程度上采用凸形型面有益于提高喷管阻尼特性。最后研究了工作压强及燃气温度对喷管阻尼系数的影响规律并揭示了它们对喷管阻尼系数的影响机理,得到了冷流实验与热机实验结果之间的转化关系。还发现在其他条件工作条件与喷喉半径固定时,工作压强的变化对喷管阻尼衰减系数几乎没有影响。在一维层次上推导了微粒松弛理论,得到了微粒阻尼系数的理论计算公式及微粒造成声能损失的机理。利用设计的新型T型燃烧器装药方案,在倍燃面二次衰减法的基础上,开展了微粒阻尼实验研究,前两组实验采用的推进剂完全一致,第三组推进剂降低了铝的百分含量,三次实验的工作压强均为11.5MPa左右。发现前两次实验测量得到的微粒阻尼系数值较为接近,证明了该实验方法的可重复性;第三组实验测得的微粒阻尼系数值低于前两组实验结果,表明铝的含量百分比对推进剂的微粒阻尼有非常重要的影响,利用数值仿真方法验证了该结论并得到了微粒质量含量百分比对微粒阻尼系数的影响规律。针对工作末期出现不稳定燃烧现象的固体火箭发动机,分析主要增益与阻尼因素随发动机装药燃面退移的变化规律,发现:在发动机工作末期,燃烧响应增益基本保持不变,声涡耦合增益对发动机稳定性的影响可以忽略不计。该发动机的声不稳定燃烧主要是由总阻尼系数的绝对值减小诱发的,而微粒阻尼系数在发动机工作过程中先减小后增大,壁面阻尼系数较小从而忽略不计,从而得知喷管阻尼系数的减小是该发动机工作末期出现不稳定燃烧现象的主要诱导因素;之后,通过增加声能阻尼损失的方法来优化发动机总体结构设计,并利用数值计算对该优化结构设计进行验证,为该类声不稳定燃烧问题的解决提供了可行方案。
孙得川,张梦龙[8]（2015）在《基于燃面耦合传热的固液发动机内流场模拟方法》文中研究说明针对固液火箭发动机中的燃烧流动,建立了一种基于流场与固体燃料之间耦合传热和PDF燃烧模型的通用计算模型。应用该模型计算了二维固液实验发动机燃烧室,得到了燃烧室内部的扩散燃烧和燃面退移速率。计算得到的燃面退移速率与实验结果吻合较好,说明该方法对固液火箭发动机内流场计算有较强的通用性,PDF模型可有效模拟混合发动机中的扩散燃烧过程;简化的一维燃面传热耦合方法可应用到多维计算;该模型可用来模拟固液发动机的内弹道和预示退移速率。
邹思斯,严聪,李宁[9]（2013）在《国外固液混合火箭发动机的研究及应用》文中研究表明介绍了固液混合火箭发动机的结构特点和工作原理及其优缺点,总结了固液混合火箭发动机的一些关键技术的研究现状,包括燃烧机理和规律、结构优化设计、推进剂优化组合等。根据目前的研究现状,总结展望了该发动机的应用前景并具有一定的借鉴意义。
徐萌,田辉[10]（2010）在《含扰流板结构的固液火箭发动机数值模拟》文中指出为进一步提高固液火箭发动机的燃烧效率,在FLUENT软件平台上,利用二维轴对称的N-S方程和组分方程,采用有限速率化学反应模型和S-A单方程湍流模型,对药柱和后燃室中添加不同数量和位置的扰流板对燃烧室和喷管温度和效率的影响进行了数值模拟研究。在数值模拟中,对流场进行假设,假设流动为纯气相流动,燃烧室中气体为理想气体。数值模拟结果表明,固液火箭发动机在纯气相的反应条件下,在固体药柱中添加扰流板可以提高燃烧效率,但提高的程度有限,且不能改变喷管入口处温度分布不均匀的问题;在后燃室中添加扰流板可以明显地提高喷管入口处的平均温度,而且温度分布基本均匀。由于固液火箭发动机燃烧的特点是反应发生在燃料表面上的边界层中的火焰层中,在固体药柱中添加扰流板可以改变火焰层的位置,在后燃室中添加扰流板后,由于火焰层位置相对固定,所以反应开始时和反应进行中,喷管入口处的温度分布没有发生太大的变化,可以使固液火箭发动机维持一个相对稳定的燃烧情况。
二、固液混合火箭发动机简单反应流模拟（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、固液混合火箭发动机简单反应流模拟（论文提纲范文）
（1）液体火箭发动机喷管附面层求解器开发与应用（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 附面层理论及其数值计算方法发展的历史与趋势 |
| 1.2.2 液体火箭发动机喷管附面层求解器的国内外研究现状 |
| 1.2.3 火箭发动机喷管性能分析的国内外研究现状 |
| 1.2.4 火箭发动机喷管型面设计的国内外研究现状 |
| 1.2.5 液体火箭发动机推力室传热分析的的国内外研究现状 |
| 1.3 研究内容 |
| 2 液体火箭发动机喷管薄附面层程序开发 |
| 2.1 控制方程 |
| 2.2 湍流模型 |
| 2.3 物性处理 |
| 2.4 求解方法 |
| 2.5 程序结构 |
| 2.6 附面层程序输出的结果 |
| 3 二维化学反应喷管流场程序开发及应用 |
| 3.1 火箭发动机喷管效率定义 |
| 3.2 计算方法 |
| 3.3 计算结果 |
| 3.3.1 化学动力效率随室压、喉部半径和面积比的变化 |
| 3.3.2 几何效率随室压、喉部半径和面积比的变化 |
| 3.3.3 附面层效率随室压、喉部半径和面积比的变化 |
| 3.3.4 喷管效率随室压、喉部半径和面积比的变化 |
| 3.3.5 喷管出口角度变化对各类效率的影响 |
| 3.3.6 扩张段初始角变化的影响 |
| 3.3.7 混合比变化的影响 |
| 3.4 最优抛物线喷管造型研究 |
| 4 氢氧发动机附面层传热分析 |
| 4.1 程序传热计算效果验证 |
| 4.2 CFD建模及设置 |
| 4.2.1 控制方程 |
| 4.2.2 湍流模型 |
| 4.2.3 燃烧模型 |
| 4.2.4 物性设置 |
| 4.2.5 网格划分 |
| 4.2.6 算法设置 |
| 4.2.7 求解设置 |
| 4.3 自研程序、巴兹法及FLUENT传热计算的对比 |
| 5 薄附面层程序适用范围研究及厚附面层初探 |
| 5.1 薄边界层程序适用范围研究 |
| 5.1.1 CFD仿真采用的化学反应模型 |
| 5.1.2 CFD仿真采用的求解策略 |
| 5.1.3 对三个喷管的性能仿真结果对比 |
| 5.2 厚附面层理论初步研究 |
| 6 总结与建议 |
| 6.1 自研程序计算效率分析 |
| 6.2 结论与建议 |
| 参考文献 |
| 附录 A 第二章符号表 |
| 附录 B 第三章符号表 |
| 攻读硕士学位期间发表学术论文情况 |
| 致谢 |
（2）基于MW级布雷顿循环的空间核热电双模式系统性能优化（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题背景及研究意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 国外研究现状 |
| 1.2.2 国内研究现状 |
| 1.2.3 研究现状综述分析 |
| 1.3 本文主要研究内容 |
| 第2章 核热电双模式系统推进模块计算分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 核热电双模式系统物理模型 |
| 2.2.1 核热推进系统 |
| 2.2.2 核热电双模式系统 |
| 2.3 推进模块数学模型建立及分析 |
| 2.3.1 推进模块数学建模 |
| 2.3.2 推进模块关键参数选取 |
| 2.3.3 计算结果分析 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 布雷顿热电转换系统模型构建及验证 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 布雷顿循环数理模型搭建 |
| 3.2.1 不同循环布局对比 |
| 3.2.2 各部件数学模型 |
| 3.3 布雷顿循环工质的选择 |
| 3.3.1 不同循环工质对比分析 |
| 3.3.2 CO_2物性分析和优化 |
| 3.4 布雷顿循环仿真模拟及验证 |
| 3.4.1 模拟计算的模型选择 |
| 3.4.2 模拟结果与实验对比 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 布雷顿热电转换系统敏感性分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 物性方法和关键参数选择 |
| 4.2.1 物性方法的选择 |
| 4.2.2 关键参数的选取 |
| 4.3 布雷顿热电转换循环敏感性分析 |
| 4.3.1 循环最低温度对系统性能的影响 |
| 4.3.2 循环最高温度对系统性能的影响 |
| 4.3.3 循环增压比对系统性能的影响 |
| 4.3.4 循环分流比对系统性能的影响 |
| 4.3.5 透平等熵效率对系统性能的影响 |
| 4.3.6 压缩机等熵效率对系统性能的影响 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 核热电双模式系统优化分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 粒子群算法 |
| 5.2.1 粒子群基本原理和算法流程 |
| 5.2.2 粒子群参数分析和选择 |
| 5.3 多目标优化 |
| 5.3.1 双目标优化 |
| 5.3.2 三目标优化 |
| 5.4 核热电双模式系统质量预估 |
| 5.4.1 推进模块质量预估 |
| 5.4.2 发电模块质量预估 |
| 5.5 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
（3）扰流板数及其分布对固液发动机燃料退移速率影响研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 国内外研究状况 |
| 1.2.1 固液火箭发动机研究发展 |
| 1.2.2 燃烧室燃烧流动发展 |
| 1.2.3 固体燃料燃面退移研究发展 |
| 1.3 本文主要内容 |
| 第2章 H_2O_2/HTPB固液发动机燃烧流动数值计算模型 |
| 2.1 控制方程 |
| 2.1.1 连续性方程 |
| 2.1.2 动量方程 |
| 2.1.3 能量方程 |
| 2.1.4 化学组分方程 |
| 2.2 湍流模型 |
| 2.3 湍流燃烧的化学反应模型 |
| 2.4 燃料热分解机理 |
| 2.5 边界条件 |
| 2.6 本章小结 |
| 第3章 扰流板径差对燃料退移的影响 |
| 3.1 不含扰流板燃烧情况 |
| 3.1.1 计算模型 |
| 3.1.2 网格无关性验证 |
| 3.2 不同内置扰流板径差对燃烧的影响 |
| 3.2.1 计算工况 |
| 3.2.2 燃烧稳定时刻确定 |
| 3.2.3 数值流场计算 |
| 3.2.4 固体燃料边界退移 |
| 3.3 本章小结 |
| 第4章 扰流板数及其分布对固体燃料燃面退移的影响 |
| 4.1 单片扰流板在不同固体燃料药柱位置对燃烧的影响 |
| 4.1.1 计算工况 |
| 4.1.2 数值流场计算 |
| 4.1.3 固体燃料边界退移 |
| 4.2 双片扰流板在不同固体燃料药柱位置对燃烧的影响 |
| 4.2.1 计算工况 |
| 4.2.2 数值流场计算 |
| 4.2.3 固体燃料边界退移动 |
| 4.3 三片扰流板在不同固体燃料药柱位置对燃烧的影响 |
| 4.3.1 计算工况 |
| 4.3.2 数值流场计算 |
| 4.3.3 固体燃料边界退移 |
| 4.4 本章小结 |
| 第5章 结论与展望 |
| 5.1 本文研究结论 |
| 5.2 展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
（4）化学非平衡流计算方法改进及其应用（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 RLV关键技术研究 |
| 1.2.1 超声速多体分离问题计算方法研究进展 |
| 1.2.1.1 动态嵌套网格 |
| 1.2.1.2 笛卡尔网格 |
| 1.2.1.3 变形动网格 |
| 1.2.2 化学非平衡流方法研究进展 |
| 1.2.2.1 隐式方法 |
| 1.2.2.2 解耦方法 |
| 1.3 主要研究内容 |
| 2 控制方程及解耦方法 |
| 2.1 控制方程 |
| 2.2 解耦方法 |
| 2.3 流动算子求解 |
| 2.3.1 空间离散格式 |
| 2.3.1.1 控制方程的半离散形式 |
| 2.3.1.2 离散高阶格式构造 |
| 2.3.1.3 梯度限制函数 |
| 2.3.1.4 梯度重构计算格式 |
| 2.3.2 时间离散格式 |
| 2.3.2.1 一步前向Euler格式 |
| 2.3.2.2 多步Runge-Kutta格式 |
| 2.3.2.3 LU-SGS格式 |
| 2.3.2.4 时间步长的计算 |
| 2.3.3 边界条件 |
| 2.3.3.1 超声速入口/出口边界条件 |
| 2.3.3.2 亚声速远场边界条件 |
| 2.3.3.3 壁面边界条件 |
| 2.4 反应算子求解 |
| 2.4.1 化学动力学模型 |
| 2.4.2 化学反应求解 |
| 2.4.2.1 拟稳态逼近方法 |
| 2.4.2.2 常微分变系数方法 |
| 2.5 湍流模型 |
| 2.6 刚体动力学 |
| 2.7 本章小结 |
| 3 反应算子改进 |
| 3.1 精细积分方法 |
| 3.2 数值算例 |
| 3.2.1 零维等容爆炸模拟 |
| 3.2.2 反射激波诱导爆轰 |
| 3.3 本章小结 |
| 4 流动算子优化方法 |
| 4.1 优化方法 |
| 4.2 验证模型 |
| 4.3 数值算例 |
| 4.4 超爆轰算例 |
| 4.4.1 网格收敛性 |
| 4.4.2 数值模拟结果 |
| 4.4.3 计算效率分析 |
| 4.5 亚爆轰算例 |
| 4.5.1 数值模拟结果 |
| 4.5.2 计算效率分析 |
| 4.6 跨爆轰算例 |
| 4.6.1 数值模拟结果 |
| 4.6.2 计算效率分析 |
| 4.7 本章小结 |
| 5 反应算子空间自适应方法 |
| 5.1 化学反应判据准则 |
| 5.2 超爆轰算例 |
| 5.2.1 数值模拟结果 |
| 5.2.2 计算效率分析 |
| 5.3 亚爆轰算例 |
| 5.3.1 数值模拟结果 |
| 5.3.2 计算效率分析 |
| 5.4 斜爆轰算例 |
| 5.4.1 计算模型 |
| 5.4.2 数值模拟结果 |
| 5.4.3 计算效率分析 |
| 5.5 超声速燃烧室 |
| 5.5.1 计算模型 |
| 5.5.2 数值模拟结果 |
| 5.5.2.1 混合算例 |
| 5.5.2.2 燃烧算例 |
| 5.5.3 计算效率分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 6 数值方法在航天工程应用 |
| 6.1 反作用控制系统数值模拟 |
| 6.1.1 计算模型 |
| 6.1.2 网格收敛性 |
| 6.1.3 模拟结果 |
| 6.1.3.1 无喷模拟 |
| 6.1.3.2 冷喷模拟 |
| 6.1.3.3 热喷模拟 |
| 6.1.3.4 考虑化学非平衡流动方法的热喷模拟 |
| 6.1.4 计算效率分析 |
| 6.2 两级入轨飞行器分离方案研究 |
| 6.2.1 计算模型 |
| 6.2.2 分离方案设计 |
| 6.2.3 模拟结果 |
| 6.2.3.1 无喷模拟 |
| 6.2.3.2 热喷模拟 |
| 6.2.3.3 考虑化学非平衡流动方法的热喷模拟 |
| 6.3 本章小结 |
| 7 结论与展望 |
| 7.1 总结 |
| 7.2 创新点 |
| 7.3 展望 |
| 参考文献 |
| 附录A 解耦方法的计算精度分析 |
| 附录B 系数矩阵的推导 |
| 附录C 化学反应动力学模型 |
| 攻读博士学位期间科研项目及科研成果 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（5）针栓喷注条件下连续旋转爆震传播特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 液体火箭发动机高频切向燃烧不稳定性研究现状 |
| 1.2.2 针栓喷注器发动机研究现状 |
| 1.2.3 连续旋转爆震研究现状 |
| 1.3 本文的主要研究内容 |
| 第二章 试验系统及数值仿真方法介绍 |
| 2.1 连续旋转爆震试验系统 |
| 2.1.1 试验方案设计 |
| 2.1.2 针栓式喷注器连续旋转爆震发动机设计参数 |
| 2.1.3 起爆系统 |
| 2.1.4 测量与控制方法 |
| 2.2 数值仿真方法介绍 |
| 2.2.1 数值计算方法 |
| 2.2.2 网格无关性验证 |
| 2.3 本章小结 |
| 第三章 喷注直径对连续旋转爆震的影响研究 |
| 3.1 试验构型及方法 |
| 3.2 喷注直径对传播模态的影响 |
| 3.2.1 工况分布 |
| 3.2.2 爆震单波模态 |
| 3.2.3 临界模态 |
| 3.2.4 三角锯齿波模态 |
| 3.3 传播速度以及稳定性分析 |
| 3.3.1 传播速度 |
| 3.3.2 稳定性分析 |
| 3.4 燃烧室沿程压力及与来流的影响 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 喷注深度对连续旋转爆震的影响研究 |
| 4.1 试验构型及方法介绍 |
| 4.2 典型传播模态及工况分析 |
| 4.2.1 喷注深度对传播模态的影响 |
| 4.2.2 典型传播模态分析 |
| 4.3 喷注深度对回流区及燃烧影响 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 不稳定燃烧与燃烧室固有频率对比分析 |
| 5.1 燃烧室声学固有频率计算方法 |
| 5.2 试验FFT与声学固有频率对比 |
| 5.2.1 不同喷注构型试验FFT与固有频率对比 |
| 5.2.2 喷管收缩比的影响 |
| 5.3 点火方式的影响 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 结论与展望 |
| 6.1 论文主要工作 |
| 6.2 本文主要创新点 |
| 6.3 未来工作展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（6）固体火箭发动机流体喉部喷管动态特性研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 主要符号表 |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 .研究背景和意义 |
| 1.2 .国内外研究进展综述 |
| 1.2.1 .流体喉部喷管 |
| 1.2.2 .射流推力矢量 |
| 1.2.3 .射流控制的动态特性研究 |
| 1.2.4 .其他方面的应用研究 |
| 1.3 .本文主要研究内容 |
| 1.4 .论文章节及结构安排 |
| 第2章 数值仿真模型与初步理论分析 |
| 2.1 .射流喷射工作过程数值模型 |
| 2.1.1 .基本假设 |
| 2.1.2 .控制方程 |
| 2.1.3 .湍流模型 |
| 2.1.4 .壁面函数 |
| 2.1.5 .求解方法 |
| 2.1.6 .计算验证 |
| 2.2 .流体喉部喷管推力调节原理 |
| 2.2.1 .喉部面积调节原理 |
| 2.2.2 .射流调节相关参数 |
| 2.2.3 .FNT垂直喷注理论模型 |
| 2.3 .本章小结 |
| 第3章 流体喉部喷管技术稳态特性研究 |
| 3.1 .数值计算条件 |
| 3.1.1 .物理模型 |
| 3.1.2 .计算网格 |
| 3.1.3 .边界条件 |
| 3.2 .典型流动特征分析 |
| 3.3 .射流工质参数的影响 |
| 3.3.1 .射流温度 |
| 3.3.2 .射流摩尔质量 |
| 3.4 .射流与燃气反应 |
| 3.4.1 .模型及方法 |
| 3.4.2 .结果分析 |
| 3.5 .射流注射结构的影响 |
| 3.5.1 .注射角度 |
| 3.5.2 .注射面积 |
| 3.6 .本章小结 |
| 第4章 流体喉部喷管技术动态特性研究 |
| 4.1 .惰性射流喷射动态过程 |
| 4.1.1 .启动射流注射过程分析 |
| 4.1.2 .关闭射流注射过程分析 |
| 4.2 .推进剂压力指数的影响 |
| 4.3 .射流与燃气反应 |
| 4.4 .射流注射结构的影响 |
| 4.4.1 .注射角度 |
| 4.4.2 .射流注射面积 |
| 4.5 .射流工质参数的影响 |
| 4.5.1 .射流温度 |
| 4.5.2 .射流摩尔质量 |
| 4.6 .喉部射流对喷管阻尼特性的影响 |
| 4.6.1 .喷管阻尼及计算方法 |
| 4.6.2 .计算模型及计算模型验证 |
| 4.6.3 .气动喉部的喷管阻尼分析 |
| 4.7 .本章小结 |
| 第5章 流体喉部喷管+激波诱导技术研究 |
| 5.1 .数值计算条件 |
| 5.1.1 .物理模型 |
| 5.1.2 .计算网格 |
| 5.1.3 .边界条件 |
| 5.2 .FNT结合TVC稳态过程研究 |
| 5.2.1 .壁面压力 |
| 5.2.2 .射流流量的影响 |
| 5.2.3 .其他影响因素 |
| 5.3 .FNT结合TVC动态响应特性研究 |
| 5.3.1 .喉部射流对扩张段射流喷注的影响 |
| 5.3.2 .扩张段射流对喉部射流喷注的影响 |
| 5.4 .本章小结 |
| 第6章 射流实验与仿真对比研究 |
| 6.1 .射流推力控制实验系统 |
| 6.1.1 .冷流实验系统 |
| 6.1.2 .热试实验系统 |
| 6.2 .实验结果与仿真对比分析 |
| 6.2.1 .冷流实验结果 |
| 6.2.2 .热试实验结果 |
| 6.3 .本章小结 |
| 第7章 结论与展望 |
| 7.1 .本文研究总结 |
| 7.2 .本文创新点 |
| 7.3 .进一步研究建议及展望 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表的论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（7）固体火箭发动机燃烧不稳定性影响因素及抑制方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究意义与背景 |
| 1.2 固体发动机不稳定燃烧概述 |
| 1.3 固体火箭发动机不稳定燃烧国内外研究现状 |
| 1.3.1 国外研究现状 |
| 1.3.2 国内研究现状 |
| 1.3.3 国内外对比分析 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第2章 固体火箭发动机不稳定燃烧现象诊断 |
| 2.1 发动机末期不稳定燃烧现象问题描述 |
| 2.2 标准信号采样分析 |
| 2.3 复杂装药发动机不稳定燃烧类型判断 |
| 2.3.1 声模态分析方法 |
| 2.3.2 复杂装药发动机工作过程中声模态研究 |
| 2.3.3 不稳定燃烧类型判断 |
| 2.4 本章小结 |
| 第3章 固体火箭发动机装药构型对压强振荡的影响研究 |
| 3.1 大涡模拟计算方法 |
| 3.2 热挡板参数设计对压强振荡特性影响 |
| 3.2.1 计算模型及边界条件 |
| 3.2.2 挡板结构对压力振荡特性影响 |
| 3.2.3 挡板长度设计对压强振荡特性影响 |
| 3.2.4 热挡板弯曲角度对压强振荡特性影响 |
| 3.3 复杂装药发动机工作过程中压强振荡特性研究 |
| 3.3.1 计算模型及边界条件 |
| 3.3.2 发动机工作过程中流场特性分析 |
| 3.3.3 发动机工作过程中压强振荡特性分析 |
| 3.4 本章小结 |
| 第4章 固体火箭发动机喷管阻尼特性研究 |
| 4.1 喷管阻尼的理论基础 |
| 4.1.1 喷管阻尼机理 |
| 4.1.2 喷管阻尼系数 |
| 4.2 数值计算方法 |
| 4.2.1 数值计算基础 |
| 4.2.2 控制方程 |
| 4.2.3 计算流程 |
| 4.2.4 物理模型及边界条件 |
| 4.2.5 脉冲激励方法 |
| 4.3 结构设计对阻尼衰减系数的影响研究 |
| 4.3.1 计算网格对计算结果的影响 |
| 4.3.2 脉冲强度对衰减系数的影响 |
| 4.3.3 喉通比及燃烧室特征长度对衰减系数的影响 |
| 4.3.4 喷管型面设计对阻尼衰减系数的影响 |
| 4.4 工作条件对阻尼衰减系数的影响研究 |
| 4.4.1 数值仿真方法验证 |
| 4.4.2 燃烧室工作压强对衰减系数的影响 |
| 4.4.3 燃气温度对衰减系数的影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 固体火箭发动机微粒阻尼特性研究 |
| 5.1 微粒阻尼的理论基础 |
| 5.1.1 微粒阻尼一维理论 |
| 5.1.2 微粒阻尼系数 |
| 5.1.3 推进剂燃烧产生的微粒阻尼 |
| 5.2 微粒阻尼实验 |
| 5.2.1 实验原理 |
| 5.2.2 实验系统 |
| 5.2.3 T型燃烧室设计及装药设计 |
| 5.3 数据分析与计算 |
| 5.4 数值仿真 |
| 5.4.1 计算模型与边界条件 |
| 5.4.2 计算方法的验证 |
| 5.4.3 微粒含量对微粒阻尼系数的影响 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 固体火箭发动机不稳定燃烧诱因及优化方案 |
| 6.1 发动机工作过程中增益因素分析 |
| 6.1.1 燃烧响应增益 |
| 6.1.2 声涡耦合增益 |
| 6.2 某发动机工作过程中阻尼因素分析 |
| 6.2.1 喷管阻尼 |
| 6.2.2 微粒阻尼 |
| 6.2.3 壁面阻尼 |
| 6.3 发动机末期不稳定燃烧诱因分析 |
| 6.4 发动机末期不稳定燃烧抑制方法 |
| 6.4.1 后封头型面优化 |
| 6.4.2 潜入式喷管深度优化 |
| 6.4.3 点火器结构优化 |
| 6.5 本章小结 |
| 第7章 研究与展望 |
| 7.1 本文研究总结 |
| 7.2 本文创新点 |
| 7.3 进一步的研究建议及展望 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（8）基于燃面耦合传热的固液发动机内流场模拟方法（论文提纲范文）
| 0引言 |
| 1 物理模型 |
| 1.1 假设 |
| 1.2 燃烧模型 |
| 1.3 燃烧表面的传热 |
| 1.4 湍流模型 |
| 2 计算模型 |
| 2.1 计算区域和网格 |
| 2.2 数值方法 |
| 2.3 边界条件 |
| 3 算例验证 |
| 3.1 算例 1 |
| 3.2 算例 2 |
| 4 计算结果分析 |
| 4.1 指定退移速率 |
| 4.2 考虑燃面耦合 |
| 5 结论 |
四、固液混合火箭发动机简单反应流模拟（论文参考文献）
- [1]液体火箭发动机喷管附面层求解器开发与应用[D]. 刘阳旻. 中国运载火箭技术研究院, 2021
- [2]基于MW级布雷顿循环的空间核热电双模式系统性能优化[D]. 刘秀婷. 哈尔滨工业大学, 2020
- [3]扰流板数及其分布对固液发动机燃料退移速率影响研究[D]. 刘壁杨. 南昌航空大学, 2019(08)
- [4]化学非平衡流计算方法改进及其应用[D]. 董海波. 大连理工大学, 2018(08)
- [5]针栓喷注条件下连续旋转爆震传播特性研究[D]. 李阳鹏. 国防科技大学, 2018(01)
- [6]固体火箭发动机流体喉部喷管动态特性研究[D]. 郭常超. 北京理工大学, 2018(07)
- [7]固体火箭发动机燃烧不稳定性影响因素及抑制方法研究[D]. 孙兵兵. 北京理工大学, 2018(07)
- [8]基于燃面耦合传热的固液发动机内流场模拟方法[J]. 孙得川,张梦龙. 固体火箭技术, 2015(02)
- [9]国外固液混合火箭发动机的研究及应用[J]. 邹思斯,严聪,李宁. 飞航导弹, 2013(06)
- [10]含扰流板结构的固液火箭发动机数值模拟[J]. 徐萌,田辉. 火箭推进, 2010(06)