PF97式93mm单兵云爆火箭

概述 PF97式93mm单兵云爆火箭是我国的仿制武器,是一种云爆武器。 所谓云爆武器,即战斗部为云爆弹,也称燃料一空气炸弹。其爆炸作用原理不同于其他战斗部。 云爆弹的主装药为云爆剂,又称为燃料-空气炸药。云爆剂是一种高能燃料,而不是炸药。在一定起爆条件下云爆剂被抛洒开,与空气混合并发生剧烈爆炸,称为云雾爆轰。     

固体火箭发动机的热响应研究

采用带源项的热传导方程,对固体火箭发动机在遭受热载荷时的响应情况进行了数值模拟,有效地评估了在外界热载荷作用下固体发动机的危险性,并提出了减少发动机热危险性的措施.     

带扩张喷管的氢氧连续旋转爆震发动机工作过程数值仿真

建立了带喷管的氢氧连续旋转爆震发动机的二维模型,对连续旋转爆震发动机的工作过程进行数值模拟。基于带化学反应的欧拉方程,采用Rever-Evans氢氧反应模型,利用一维ZND模型进行初场设置,模拟了氢氧连续旋转爆震发动机从起爆到实现爆震波连续旋转传播的过程。对计算得到的流场进行定量分析,计算出发动机燃烧室中爆震波传播速度为2920~3060 m/s,频率为29800 Hz,并利用进出口参数计算出发动机的推力和比冲,计算得到发动机的平均推力为267 N,平均比冲为355 s,同时与火箭发动机工作过程进行了比较。     

液氧/甲烷火箭发动机燃烧稳定性影响规律分析

预防和控制燃烧不稳定性是液氧/甲烷火箭发动机研制过程中的一项重要工作.对液氧/甲烷火箭发动机的燃烧过程进行单相、两相流场数值仿真,分析得到混合比、甲烷喷前温度、液氧雾化直径对发动机燃烧稳定性的影响规律.结果表明:燃烧室内易出现中频燃烧不稳定性;混合比的影响较为明显,对于某一工况,存在易发生不稳定燃烧的混合比区间;甲烷喷前温度的影响较小;液氧雾化直径较小易导致燃烧不稳定,燃烧室喷注器设计时需折中考虑雾化质量与燃烧效率等方面的因素.     

引信传爆序列殉爆特性数值模拟方法

针对殉爆数值模拟方法的研究对象主要为炸药的问题,提出了引信传爆序列殉爆特性数值模拟方法。该方法采用Autodyn软件对典型引信传爆序列殉爆特性进行了数值模拟,得到了主发传爆序列传播到被发传爆序列周围的爆炸冲击波。数值模拟结果表明,由于主发引信传爆序列爆炸冲击波的瞬间冲击作用,造成被发引信传爆序相应质点压力剧增达到临界爆发点,最终导致被发引信传爆序列发生殉爆。     

空—地导弹系列

严格地说,制导武器是指在飞向目标期间接收控制指令的任何导弹,控制指令或来自弹内的自动导引系统,或借助通信线路接收外部发射源(通常是发射飞机)的控制。然而,为简明起见,本文只讨论那些装有动力装置的制导武器(即由火箭或航空发动机推进的导弹),而不涉及简单的灵巧炸弹或滑翔炸弹。     

西班牙研制火箭助推减速炸弹

据《国际舰队》1979年第1期报道:根据与西班牙国防部签订的一项合同,西班牙 Explo-sivos Alaveses 公司现正研制一种火箭助推反跑道减速炸弹。该炸弹命名为 FA,长3000毫米(9.8英尺),重约300公斤(600磅),适用于低空水平投弹,用来使敌方机场失效。投弹后,炸弹因制动伞系统而减速,当炸弹达到一定角度后,六个一组的火箭助推器就使 FA 炸弹加速,传递足够的能量,使其穿透二英尺厚的预紧混凝土板(例如跑道)。跑道穿透后,75公斤重的战斗部就爆炸,形成一个面积约180平方米(1940平方英尺)的破坏区。     

硬目标的克星--贯穿武器

从低空投放武器贯穿机场跑道需要一种特种炸弹。炸弹首先减速进入急剧下降段,然后火箭助推进行高速碰撞。MBDA公司研制的52kg Kriss子弹药就是这种弹药,该公司研制的阿帕奇巡航导弹可携带10枚这种子弹药。每个Kriss由拜耳化学公司研制的Protac火箭加速到400m／s以便贯穿跑道并在跑道下面爆炸。俄罗斯玄武岩设计局的Бетаб子弹药采用了相同的利用降落伞和火箭的方法。     

含装药缺陷固体火箭发动机点火瞬态内流场数值分析

应用FLUENT流体计算软件，用UDF接口编程进行二次开发，采用加源项的方法模拟燃烧室的加质，对固体火箭发动机内流场进行了数值模拟．采用结构化和非结构化网格，将四面体网格合成多面体网格从而提高计算精度，节省计算资源．主要分析了裂纹内的流动规律及裂纹对发动机主流场的影响．计算结果表明，当不考虑裂纹扩展时，裂纹的存在对发动机主流场的影响较小，裂纹的燃烧形成明显的射流；裂纹的燃烧增加了燃面面积，增大了升压梯度，缩短了点火时间．     

分级燃烧循环液体火箭发动机起动方式的特性

本文介绍了全尺寸液体火箭发动机预燃起动过程的程序和模拟结果。实现这种发动机起动过程的主要条件是根据在模拟条件下所作出的结果分析和各种起动方案的数学模型而定的。当前高应力的液体火箭发动机,特别是分级燃烧循环发动机的起动和其他瞬态过程反映了燃烧室、燃气发生器、和燃料供应系统中互相关联的非稳态过程的复杂性。这种过程非常接近发动机功能的容限。为了使这些互相关联的非稳态过程正常地进行,需要定出多种参数     

系统动态仿真技术在高压补燃氢氧发动机研制中的应用

介绍了系统动态仿真技术在我国高压补燃氢氧发动机研制中的应用。简要介绍了用于液体火箭发动机系统动态仿真的数学模型的建立和处理。实践结果表明，将系统动态仿真技术应用于火箭发动机的研制中，达到了完善发动机系统配置、优化发动机系统构成、指导发动机进行冷态试验和制定发动机的启动、关机时序的目的，为我国高压补燃氢氧发动机的研制起到了重要作用。     

新型低温火箭发动机超临界燃烧研究进展

综述了氢氧、液氧/甲烷两种低温推进剂新型火箭发动机超临界燃烧研究进展.对氢氧火箭发动机、液氧/甲烷火箭发动机超临界燃烧研究的意义、实验研究、仿真研究及超临界燃烧的特点做了介绍,并结合当前的研究提出了一些看法.     

基于AMESim平台的氢氧火箭发动机启动过程仿真研究

根据模块化建模仿真的思想,采用AMESim软件中的二次开发平台AMESet开发了氢氧火箭发动机动态仿真模型库,建立了氢氧火箭发动机启动过程动态仿真模型。使用该模型对某型氢氧火箭发动机进行启动仿真,仿真结果表明:仿真结果与实际试车数据符合得很好,验证了该模型的准确性。     

推进剂初始温度影响液体火箭发动机燃烧稳定性的数值模型

对自然推进剂（ＭＭＨ／ＮＴＯ）初始温度对火箭发动机燃烧稳定性的影响进行了研究，从推进剂初始温度对蒸发速率的影响规律出发，发展了初始温度大小影响蒸发速率的物理模型。燃烧流动过程应用圆柱坐标系下的两相湍流化学反应Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程来描述，控制方程是用限体积法在任意曲线坐标系下进行离散，计算采用ＴＭＭ方法生成的正交网格。完善了一种压力隐式算子分裂算法，使之应用到燃烧过程和不稳定燃烧中，提高了计算的精度和稳定性；以蒸发作为燃烧速率控制过程，由ＭＭＨ的分解蒸发速率来控制。用蒸发和分解的时滞来分析燃烧不稳定性。应用ＣＦＤ技术发展了评定燃烧稳定性的脉冲枪模型，之后对推进剂初始温度对燃烧稳定性的影响进行了数值研究，得到其对振荡的敏感分析，并给出燃烧稳定性的极限图，说明了该物理模型和算法的可靠性。     

偏二甲肼/四氧化二氮火箭发动机尾焰流场特性三维仿真研究

以偏二甲肼/四氧化二氮（UDMH/NTO）火箭发动机为研究对象,采用κ-ε湍流模型,运用PISO算法分别对发动机内流-场和尾焰流场进行三维仿真。采用相同方法计算液氢/液氧（LH2/LOX）火箭发动机尾焰,仿真结果和试验结果吻合得较好,证明了计算模型的正确性与有效性;同时对比分析了UDMH/NTO发动机与LH2/LOX发动机尾焰流场特性。结果表明,两者具有相似的温度和马赫数变化趋势,但是UDMH/NTO发动机尾焰核心区温度相对较低,而LH2/LOX发动机尾焰将更快衰减至亚声速射流。     

液氧/甲烷发动机推力室再生冷却耦合传热数值研究

为了解液氧/甲烷火箭发动机推力室再生冷却的换热特点,采用数值模拟的方法,对液体火箭发动机推力室身部燃气与室壁间的对流、辐射换热以及通过室壁的导热、冷却剂与冷却通道间的对流换热进行了三维耦合数值计算.在计算中,假定推力室内流动为冻结流动,考虑了跨临界甲烷物性随温度和压力的变化.针对某甲烷再生冷却推力室进行CFD计算,计算结果与实验数据吻合较好.     

排氢燃烧系统点火粒子两相流特性研究

排氢燃烧系统是新一代运载火箭发射的关键设备,氢氧发动机排放的低温氢气需要进行有效处理,否则会产生爆燃或爆轰,从而影响火箭发射的成败。排氢燃烧系统采用高温金属粒子点火方法,高温金属粒子的流动特性决定了排氢燃烧效果。为获得点火粒子的运动特性,采用颗粒轨道模型对点火粒子-高温燃气两相流动进行数值模拟,获得不同粒径颗粒的温度空间分布及其变化规律。     

加快大推力氢氧发动机研制迎接21世纪

回顾了各轩氢氧发动机的发展概况，对我国的现状和差距作了比较。提出了应加快我国大推力氢氧发动机的研制，并积极开发各项先进技术的预先研究工作。     

IPT模式在液体火箭发动机数字化设计中的应用

为了创新液体火箭发动机研制模式,大推力液氧煤油发动机首次采用了基于Pro/E+Intralink平台的三维数字化协同设计技术。在实现三维模型设计的同时,为了进一步提高工作效率,按照并行工程理念,采用了基于集成产品开发团队(Integrated Product Team,IPT)的数字化研制模式。结合液体火箭发动机研制特点,成立了多个IPT小组,各小组并行开展工作;建立了基于三维模型成熟度的IPT制度,进一步优化了工作流程。应用结果表明,基于IPT模式的三维数字化协同设计可显著提高研制效率,并已成为液体火箭发动机数字化研制的强有力工具。     

未来大推力氢氧发动机方案初步探讨

针对未来运载器对动力系统的需求,提出中国下一代大推力氢氧发动机的发展设想,对发动机系统方案、性能参数、动态特性和可靠性等方面进行了初步设计和分析比较。结果表明,所选择的发动机系统方案的可靠性、经济性和系统性能符合未来大推力氢氧发动机的技术发展趋势。