火箭发动机符号式热力计算

过去我国广泛使用一种化学式热力计算。其特点是:化学反应式必须与推进剂的具体化学元素相联系。这就很难设计通用程序。本文提出的符号式热力计算消除了上述困难。 一、符号元素及其分子式 任给一对正整数i,j,对于任何具有j种元素、产生i种燃烧产物的推进剂定义一组符号元素A_i及其对应的符号元素原子个数α_i。以符号元素A_i的有序排列:     

应用牛顿冷却定律修正温度的一种方法

当量热系统与周围环境之间温差小于15℃时,散热速度与温差成正比上式称为牛顿冷却定律,它是实验定律.这里 dQ 是系统在 dt 时间内向外界散失的热量,dQ/dt 是系统的散热速度,T 是系统表     

任意氢碳比烃燃料燃气热力性质的插值计算与压力修正方法

本文在作者1983年提出的“压力对燃气热力性质影响的余函数线性修正方法”一文的基础上,进一步提出利用CH_2燃气和碳燃气的热力性质插值计算任意氢碳比燃料CH_n的热力性质,同时考虑压力修正.为此编制了相应的燃气热力性质和修正系数表.利用这些表可计算任意氢碳比烃燃料、任意燃料系数、不同温度和不同压力的燃气热力性质.     

压力对燃气热力性质影响的余函数线性修正方法

本文提出了空气与纯燃气作实际气体处理时的简化状态方程,并提出了利用余函数与压力的线性关系来考虑压力对燃气热力性质的影响,目的是为高压比燃气轮机装置的热力计算提供依据,也使低压比装置的热力计算提高精度。     

雾化角对液体火箭发动机燃烧室压力振荡的影响

针对液氧/煤油火箭发动机模型燃烧室实现了三维非稳态两相燃烧过程的数值模拟,得到的燃烧室截面平均压力和平均速度与实验吻合。在初边值条件不施加任何扰动的情况下,得到了燃烧室压力自激振荡过程,并研究了液氧和煤油喷嘴雾化角对燃烧室压力振荡的影响。计算结果表明:当雾化角为40°或120°时,由于燃料与氧化剂喷雾锥重叠区域较小或较大,导致了推进剂混合很差或很好,不易在燃烧室头部出现局部爆炸性的可燃混气团,致使燃烧室压力振荡强度较弱;而当雾化角为中间值65°时,易于出现爆炸性的可燃气团并导致剧烈的压力振荡,使燃烧室中出现燃烧不稳定性。因此,雾化角的合理设计是抑制燃烧不稳定性的一种途径。     

火箭发动机最佳推力喷管型线的计算方法

一、最佳推力喷管型线计算原理 考虑理想二维定常无旋等熵流动.喷管内流场是轴对称的,选用柱面坐标系,图一中ABTE表示喷管型面与子午面的交线.喷管喉部收敛段AB是曲率半径为R_1的圆弧壁面,喉部下游初始扩张段BT是曲率半径为R_2的圆弧壁面.我们选择一个喷管型线     

在受约束物体的碰撞中牛顿公式是成立的

本文对于“受约束物体非弹性碰撞中牛顿公式不适用”这种看法提出了商榷．证明在这类碰撞中牛顿公式是成立的．对于受实际（有弹性的）绳子约束的物体的碰撞问题分别几种情况，提出了解决办法．     

热力学偏导数在火箭发动机性能计算中的应用

一、前言 众所周知,在推进剂组成一定时火箭推力室的理论性能和热力气动参数以及喷管面积比是由三个决定参数,即推进剂初焓h_c、室压P_c和喷管压力膨胀比ε(=P_c/P)确定的,可表示为 (?)=(?)(h_c,P_c,δ) (1)在实际使用中往往需要广泛决定参数范围和相当小决定参数间隔的推力室性能和气动参数,或这些参数随决定参数的变化,若都采用通常的热力计算方法来获得则是很麻烦的。由于     

近红外光谱分析中温度影响的修正

样品温度变化会对模型预测结果产生影响,为解决这个问题,首先,对同一样品不同温度下的光谱与同一样品相同温度的光谱进行了比较。结果显示,不同温度下的光谱差异较大。然后研究了样品温度对玉米粗蛋白模型的预测结果的影响,对随机选取的粗蛋白含量为6.04%的样品不同温度采集光谱,对这些光谱进行预处理消除温度之外的因素对光谱的影响,将预处理后的光谱代入已建立好的模型中进行预测,结果显示,预测结果与实测值之间的差别随着光谱温度与建模温度相之间差别的增大而增大,最大的误差为1.12%。为了解决温度对模型预测结果的影响,进而分析了温度与不同温度下的光谱数据之间的关系,发现在去除了光谱两端噪声较严重的区域后,不同温度下,同一波长点处的光谱数据之间存在一定的线性关系。依据这一发现,文中提出了温度修正理论,以建模时的光谱为基准光谱,然后根据温度与光谱之间的线性关系使用线性回归算法对不同波长点的光谱进行一元线性回归,求出不同温度下的光谱与基准光谱之间的差,最后将不同温度下的光谱校正为基准光谱,通过该理论对光谱进行校正之后,不同温度下的同一样品的光谱之间的差别和修正之前相比已经有了很大改善,将修正后的光谱代入模型,大部分预测结果得到了提高,符合国家标准±0.5%以下的要求。最后使用和建模无关的34个不同含量的样品对该温度修正理论进行验证,光谱修正前后粗蛋白的模型预测值与标准理化值决定系数分别为0.910和0.982,均方根误差分别为0.558和0.172,平均相对误差分别为6.05%和1.75%。该温度修正理论从近红外光谱分析的本质上进行了温度修正,为其他样品的温度修正提供了参考,有利于手持式近红外光谱仪使用的推广。     

装药结构对固体火箭发动机烤燃温度分布的影响

为研究装药结构对固体火箭发动机烤燃特性的影响,以装填HTPE推进剂的固体火箭发动机为研究对象,建立了复合、单孔管形及星孔形3种装药结构的固体发动机烤燃模型。以1和2℃/min的升温速率对小尺寸HTPE推进剂烤燃试样进行烤燃实验,以实验结果为基础,修正了推进剂材料参数。利用Fluent软件对3种装药结构在不同升温速率(β)下的烤燃行为进行了数值模拟。结果表明:装药结构对固体火箭发动机的烤燃响应时间、点火点和快/慢速烤燃的划分都有影响;星孔形装药会导致点火点出现跳跃性变化的临界升温速率效应,而单孔管形装药不存在此现象。在本研究条件下,包含星孔段的复合装药发动机的临界升温速率为0.2℃/min,星孔形装药发动机的临界升温速率为0.3和0.5℃/min,即当0.3℃/min≤β≤0.5℃/min时点火点发生跳跃变化。     

液体火箭发动机液氧箱与预冷回路的耦合计算模型

建立了液体火箭发动机的液氧贮箱与底部预冷回路的数值计算耦合模型,模拟了地面停放过程中贮箱与底部预冷回路的三维非稳态两相流动与传热过程,分析了自然循环预冷条件下液氧贮箱和底部预冷回路中的三维物理场分布及随时间变化规律。结果表明:随着停放时间的增加,液氧的蒸发量增加,停放中后期贮箱内的热传递基本趋于稳定。回流管内的气化导致回流口处的温度一直呈现波动。     

产水气井井筒温度压力计算方法

应用考虑气液相间滑脱与流体沿井筒截面非均匀分布的漂移模型,结合动量守恒、能量守恒和井筒传热学,建立考虑井斜变化的气井井筒温度、压力耦合预测模型,通过15口实测井数据对模型进行验证.结果表明:所建模型可以准确计算产水气井井筒的温度和压力,计算结果平均绝对误差3.60%,满足工程计算要求.     

计算高压下金属的熔化温度、Grüneisen系数及等温压力的新公式

本文导出了一个新的熔化方程。在此基础上,借助Lindeman方程,又得到了一个Grüneisen系数计算公式和等温状态方程。通过与其它计算的和实验的结果进行比较表明,新方程是合理的。 关键词：     

计算高压下金属的熔化温度、Grneisen系数及等温压力的新公式

本文导出了一个新的熔化方程。在此基础上,借助Lindeman方程,又得到了一个Gruneisen系数计算公式和等温状态方程。通过与其它计算的和实验的结果进行比较表明,新方程是合理的。     

溶液近红外光谱分析中温度影响的修正

作为一种快速、无损的分析技术,近红外光谱分析在许多领域中被广泛应用,其中液体样品是其应用最为广泛的分析对象之一.由于水等常用溶剂在近红外波段的温度敏感性极高,因而不能忽视温度对溶液的近红外光谱测量带来的影响.文章以朗伯-比尔定律为基础,在理论上推导出了温度变化对溶液透射光谱的影响,并提出利用纯溶剂在不同温度下的吸光度变化量作为温度校正量,对样品光谱进行修正.文章还在不同温度下,对葡萄糖水溶液和白蛋白水溶液进行了光谱测量,建立了30℃下的校正模型,并以纯水的吸光度变化量为温度校正量,将不同温度下的预测样品光谱修正至对应于30℃的光谱.实验结果表明,对光谱进行温度修正后,有效消除了温度对光谱的影响,葡萄糖和白蛋白的浓度预测误差得到了明显的降低.     

厅堂中总声压级的修正计算

完全扩散声场中的总声压级计算公式是假设混响声能在厅堂中的分布各处相等，与接收点的位置无关，实测发现该公式的计算值偏高，特别当接收点在临界距离以外时，本文提出了一个总声压级计算的修正公式，它与实测及计算机模拟的值符合较好。     

泊肃叶公式的椭圆修正

泊肃叶公式的椭圆修正史彭，闫增锋（西安建筑科技大学物理实验教研室７１００５５）物理实验和流体力学实验中，一般用毛细管法测定液体、气体的粘滞度．一般认为毛细管内截面是圆形，按泊肃叶公式计算待测流体的粘滞度．而实用的毛细管内截面并非是严格的圆形，或多或少...     

对一个算符公式的修正

指出近日出版的《高等量子力学》一书中给出的一个算符公式在其推导中存在漏洞，因而结果也不正确讨论了正确的推导方法和修正的结果。     

光学玻璃折射率精密测量中环境条件修正公式的研究

该文指出了在光学玻璃折射率测量中目前使用的气压修正公式在折射率精密测量中的不适应与缺陷。并从空气折射率的最新计算公式入手,着重研究和提出了新的环境条件修正公式。指出在不同测试精度和不同测试条件下应采用不同的修正公式。