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结构参数对环簇式塞式喷管性能的影响

航空动力学报 2010年第2期25卷 477-482页

作者：任军学刘宇谢侃北京航空航天大学宇航学院北京100191

为研究环簇式塞式喷管设计中人为选择的结构参数对性能的影响,在单元间距与内喷管出口直径比、单元喷管数目、内喷管面积比分别相同的前提下,计算并比较了三种塞式喷管的推力效率.结果表明,高空下内喷管面积比30.2的8单元接触式的效率最... 详细信息

为研究环簇式塞式喷管设计中人为选择的结构参数对性能的影响,在单元间距与内喷管出口直径比、单元喷管数目、内喷管面积比分别相同的前提下,计算并比较了三种塞式喷管的推力效率.结果表明,高空下内喷管面积比30.2的8单元接触式的效率最高,而低空下内喷管面积比20.7的8单元间隔式的效率最高.因此在总面积比一定的情况下,若塞式喷管在中低空高度下工作,则单元内喷管面积比可取得小些,以保证中低空下的效率;反之,则单元内喷管面积比尽量取得大些.

关键词：火箭发动机塞式喷管结构参数数值模拟性能分析

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离子发动机加速栅极孔扩大腐蚀的粒子模拟

推进技术 2013年第10期34卷 1432-1440页

作者：任军学谢侃汤海滨顾左北京航空航天大学宇航学院北京100191 北京理工大学宇航学院北京100081 兰州空间技术物理研究所真空低温技术与物理重点实验室甘肃兰州730000

为研究离子发动机加速栅极孔扩大腐蚀速的特征及影响规律,采用单元内粒子——蒙特卡罗碰撞(PIC-MCC)方法,结合溅射腐蚀模型,模拟了栅极间束流离子及交换电荷(CEX)离子的分布情况,得到离子发动机加速栅极孔扩大腐蚀情况及平均腐蚀率,为0.... 详细信息

为研究离子发动机加速栅极孔扩大腐蚀速的特征及影响规律,采用单元内粒子——蒙特卡罗碰撞(PIC-MCC)方法,结合溅射腐蚀模型,模拟了栅极间束流离子及交换电荷(CEX)离子的分布情况,得到离子发动机加速栅极孔扩大腐蚀情况及平均腐蚀率,为0.0176μm/h。进一步研究了工作参数和几何参数对其影响,并建立了适用于工程应用的加速栅极孔扩大腐蚀预测模型。结果表明,在影响孔扩大腐蚀率各种因素中,束流电流密度和中性气体密度的影响最大。因此,在离子发动机直径一定的情况下,提高放电室出口等离子体密度的均匀性及推进剂利用率,是提高栅极寿命的根本途径。

关键词：离子发动机栅极腐蚀单元内粒子——蒙特卡罗碰撞法

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离子发动机羽流特性的数值模拟

航空动力学报 2013年第6期28卷 1372-1379页

作者：任军学顾左郭宁仇钎汤海滨北京航空航天大学宇航学院北京100191 兰州物理研究所真空低温技术与物理重点实验室兰州730000

离子发动机羽流中产生的交换电荷(CEX)离子返流会影响航天器的正常工作.建立离子发动机羽流模型,采用单元内粒子方法(PIC)对羽流场进行数值模拟计算.结合DS-1探测器飞行实验的测量结果,分析了卫星电势、电子温度、卫星几何尺寸、推力器... 详细信息

离子发动机羽流中产生的交换电荷(CEX)离子返流会影响航天器的正常工作.建立离子发动机羽流模型,采用单元内粒子方法(PIC)对羽流场进行数值模拟计算.结合DS-1探测器飞行实验的测量结果,分析了卫星电势、电子温度、卫星几何尺寸、推力器工作特性等对相关因素对CEX离子返流特性的影响.结果表明:从推力器出口附近到卫星背面,CEX离子密度为108～1012 m-3.当卫星电势从-15V变化到27V,测量点位置处CEX离子密度从0.65×1012 m-3变化到1.5×1012 m-3.羽流中CEX离子密度和电势结构随电子温度变化不大,但电势大小随电子温度成比例地变化.同一位置处不同工况下CEX离子的密度可根据CEX离子生成率与工作点参数间的关系式准确地估计.卫星安装推力器的表面起着对CEX离子返流屏蔽和降低的作用.

关键词：离子发动机羽流单元内粒子交换电荷离子数值模拟

基于RBF神经网络的航空叶片铣削残余应力预测

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计算机集成制造系统 2018年第2期24卷 361-370页

作者：周金华任军学蔡菊西北工业大学机电学院现代设计与集成制造技术教育部重点实验室陕西西安710072

为了获得航空叶片精密铣削中的残余压应力,引入径向基函数神经网络对GH4169叶片铣削残余应力进行预测。以刀轴侧倾角、铣削速度和每齿进给量为设计因子开展球头刀铣削实验,采用X射线法测试残余应力;采用实验样本对径向基函数神经网络进... 详细信息

为了获得航空叶片精密铣削中的残余压应力,引入径向基函数神经网络对GH4169叶片铣削残余应力进行预测。以刀轴侧倾角、铣削速度和每齿进给量为设计因子开展球头刀铣削实验,采用X射线法测试残余应力;采用实验样本对径向基函数神经网络进行训练,获得残余应力的径向基函数模型,并与传统的多元线性回归模型与BP神经网络进行对比,结果表明径向基函数模型的预测精度最高。分析工艺参数对铣削残余应力的交互影响规律,结果表明铣削残余应力与3个工艺因子之间存在高度的非线性映射关联。所提出的径向基函数模型有望为航空叶片铣削工艺优化奠定理论基础。

关键词：航空发动机叶片残余应力径向基函数神经网络球头刀高温合金GH4169

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整体喷嘴环高效数控加工技术

中国机械工程 2010年第22期21卷 2705-2709页

作者：蔺小军史耀耀任军学西北工业大学现代设计与集成制造技术教育部重点实验室西安710072

通过分析整体喷嘴环的先进制造技术,提出了一种合理的制造工艺方案,总结了数控加工关键技术,包括加工区域划分、最佳刀轴方向确定、快速铣削技术、插铣技术、叶片通道形面精加工技术以及测量技术。给出了该研究成果在工程中的应用实例,... 详细信息

通过分析整体喷嘴环的先进制造技术,提出了一种合理的制造工艺方案,总结了数控加工关键技术,包括加工区域划分、最佳刀轴方向确定、快速铣削技术、插铣技术、叶片通道形面精加工技术以及测量技术。给出了该研究成果在工程中的应用实例,证明了所提方法的先进性和有效性。

关键词：整体喷嘴环数控加工加工工艺插铣快速铣

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环簇式塞式喷管在固体火箭发动机上应用探讨

固体火箭技术 2005年第3期28卷 184-187页

作者：任军学刘宇覃粒子北京航空航天大学宇航学院北京100083

对可应用于固体火箭发动机上的3种塞式喷管的结构特点进行了比较,重点讨论环簇式塞式喷管结构性能。基于目前的设计方法,确定了环簇式塞式喷管与钟形喷管的性能比较方法,进行了尺寸及重量分析,并给出了其在战略导弹第一级发动机和高空... 详细信息

对可应用于固体火箭发动机上的3种塞式喷管的结构特点进行了比较,重点讨论环簇式塞式喷管结构性能。基于目前的设计方法,确定了环簇式塞式喷管与钟形喷管的性能比较方法,进行了尺寸及重量分析,并给出了其在战略导弹第一级发动机和高空发动机的应用算例。结果表明,内喷管喉径是影响环簇式塞式喷管尺寸大小的最主要设计参数;在单元数足够多时,环簇式塞式喷管可比相同面积比的钟形喷管的尺寸更小,重量更轻,推力效率更高;明确了环簇式塞式喷管实际应用所需解决的关键问题。

关键词：塞式喷管固体火箭发动机性能增益

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软隔板双脉冲发动机二级点火延迟试验分析

北京航空航天大学学报 2012年第2期38卷 244-246页

作者：曹熙炜任军学王长辉刘宇北京航空航天大学宇航学院北京100191

在进行软隔板双脉冲发动机的试验研究时发现,二级脉冲出现远远超过指标要求的点火延迟.为了改进这种状况,从点火药量和隔板厚度两方面进行试验研究.结果表明单纯增加点火药量使得隔板破裂太快,能量过早地释放;而单纯增加隔板厚度使得隔... 详细信息

在进行软隔板双脉冲发动机的试验研究时发现,二级脉冲出现远远超过指标要求的点火延迟.为了改进这种状况,从点火药量和隔板厚度两方面进行试验研究.结果表明单纯增加点火药量使得隔板破裂太快,能量过早地释放;而单纯增加隔板厚度使得隔板不能按预定位置和方式破裂,影响工作性能.最终结合软隔板双脉冲发动机的工作特点,从两方面同时改进,达到了比较合理的点火延迟.

关键词：软隔板双脉冲发动机点火延迟点火药量隔板厚度

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UG机械设计经典实例详解 4

丛书名： CAD实例详解系列

2008年

作者：任军学

本书以UG NX 5.0为版本，详细讲解了UG NX 5.0进行轴类零件设计，齿轮、涡轮、蜗杆类零件参数化建模，凸轮类零件、链条零件、标准件、滚花、叶轮叶盘类零件、盘盖类零件、箱体基座类零件建模，简单模具设计，钣金件设计的过程和方法。... 详细信息

ISBN: (数字)9787121075988

ISBN: (纸本)9787121075988

本书以UG NX 5.0为版本，详细讲解了UG NX 5.0进行轴类零件设计，齿轮、涡轮、蜗杆类零件参数化建模，凸轮类零件、链条零件、标准件、滚花、叶轮叶盘类零件、盘盖类零件、箱体基座类零件建模，简单模具设计，钣金件设计的过程和方法。本书配套的DVD光盘中包括实例操作演示动?

关键词：应用软件,UG NX 5.0 计算机辅助设计

来源：畅想之星图书光盘版（南... 评论

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固体火箭发动机碳基材料喷管热化学烧蚀特性

推进技术 2012年第1期33卷 93-97页

作者：张晓光王长辉刘宇任军学北京航空航天大学宇航学院北京100191

为了准确预示固体火箭发动机碳基材料喷管的烧蚀率,依据热化学烧蚀理论,建立了喷管传热烧蚀的二维轴对称气-固-热耦合计算模型,计算通过FLUENT壁面化学反应模型完成,无需事先假设烧蚀控制机制。针对70-lb BATES发动机喷管进行了烧蚀计算... 详细信息

为了准确预示固体火箭发动机碳基材料喷管的烧蚀率,依据热化学烧蚀理论,建立了喷管传热烧蚀的二维轴对称气-固-热耦合计算模型,计算通过FLUENT壁面化学反应模型完成,无需事先假设烧蚀控制机制。针对70-lb BATES发动机喷管进行了烧蚀计算,研究了推进剂配方、氧化性组分、燃烧室压强对喷管烧蚀的影响。结果表明:烧蚀率计算值与试验测试值吻合较好;烧蚀率分布遵循喷管内壁热流密度分布规律,在喉部上游入口处达到峰值;烧蚀率随推进剂Al含量增加而降低,随燃烧室压强升高而近似正比例增大;H2O是决定烧蚀的主要氧化性组分。

关键词：固体火箭发动机喷管烧蚀数值仿真