整体式液体冲压发动机堵盖应用研究

随着军事技术的发展,整体式液体冲压发动机成为新型空射导弹动力系统的优选方案。本文对空射导弹用整体式液体冲压发动机不同形式的进气道出口堵盖进行了比较,重点介绍了一种易碎式堵盖,并对其受力和破碎性情况进行了分析和验证,结果表明该易碎式堵盖可以满足整体式液体冲压发动机对进气道出口堵盖设计时的强度、密封等要求,可为其在未来先进空射导弹上的应用提供参考。     

固体火箭冲压发动机进气道出口堵盖研究

简要对比了固体火箭冲压发动机不同形式进气道出口堵盖设计方案，着重对可烧蚀堵盖进行了研究，对其进行结构设计、应力分析和试验验证。结果表明，该设计方案初步满足固冲发动机对进气道出口转级控制的要求，为可烧蚀堵盖在未来先进空空导弹上的应用提供参考。     

高速冲压推进动能弹自点火工作过程数值模拟研究

为了研究高速冲压推进动能弹在自点火过程中的工作特性,数值模拟了基于聚乙烯为固体燃料的高速冲压推进动能弹自点火过程,分析了自点火过程中的点火延迟时间,喷管出口堵盖打开前燃烧室的流场变化规律,以及堵盖打开火焰稳定后燃烧室流场变化规律和全弹性能。结果表明:高速冲压推进动能弹由于其初始的独特结构(喷管出口堵塞),点火延迟时间短,自点火能够成功进行;堵盖打开前,燃烧室压力发生了剧烈的振荡,并且燃烧室内化学反应增强了振荡效应;堵盖打开并且燃烧室火焰稳定后,高速冲压推进动能弹的额定推力为283 N,净推力为83 N,基于聚乙烯燃料的比冲为9129 m·s-1。     

涡流发生器对稳态及动态畸变的影响

ＭＡＳＡ／ＭＯＤ联合航空课题组的理论分析和试验结果表明，借助计算流体力学（ＣＦＤ）方法设计的涡流发生器不仅成功地解决了进气道流场的稳态畸变问题，而且在控制发动机入口气流动态畸变方面也获得很大进展 。其具体研究结果如下：１）结合ＣＦＤ技术和常规优化方法设计的涡流发生器可工作在较宽的进气工况范围；２）通过对加装以ＣＦＤ设计的涡流发生器的Ｍ２１２９－Ｓ型进气道的试验，发现发动机入口的稳态畸变减少了８０％     

整体式冲压发动机的几项关键技术问题(续)

3 堵盖设计问题整体式冲压发动机燃烧室具有双重功能,当助推器工作时,燃烧室压力高,前端需用堵盖密封进气道与燃烧室界面,以防止高压燃气沿进气道逆流;而当冲压发动机工作时,进气道堵盖应及时打开,以便让空气流入燃烧室。堵盖是整体式冲压发动机关键部件之一,其设计要求如下: 1) 在环境温度为—54～74℃、压力为14MPa情况下,必须保证燃烧室和进气道之间界面的密封;     

一种泄流式进气道堵盖方案技术研究

针对一种适用于整体式固体火箭冲压发动机的泄流式进气道堵盖方案,作了详细方案设计,对工作原理和设计要点作了阐述。采用简化模型,考虑进气道堵盖泄流板前气流参数、泄流板长度及其抬升高度等关键参数,进行了流场数值仿真,得到了泄流板在不同工作状态下的载荷分布情况,仿真结果表明该堵盖具备实现自动开启的可行性,且表明在助推阶段该方案与不安装进气道堵盖方案相比可有效减阻50%。最后,开展了泄流式堵盖方案地面吹试实验,作动装置启动后,进气道堵盖在气流作用下顺利开启,进一步验证了该方案的有效性和可行性。     

单组元粉末发动机内流场数值模拟研究

为了研究粉末发动机的工作特性,建立了以火药颗粒为燃料的单组元粉末发动机理论模型,采用CE/SE方法对粉末发动机内流场进行数值模拟。分析了初始颗粒粒径、初始固相体积分数以及堵盖对粉末发动机燃烧过程的影响。计算结果表明:颗粒初始粒径的减小和固相初始体积分数的提高均能提高发动机燃烧室内的压力; 固相体积分数对发动机内温度峰值影响不大; 在点传火阶段,堵盖能提高点火压强,堵盖打开压力越大,增压越明显。     

整体式固体火箭冲压发动机尾喷管堵盖研究

根据整体式固体火箭冲压发动机的工作情况,分析了尾喷管堵盖的设计要求,确定了环氧树脂胶的粘接方案,提出了易碎式堵盖和简易球面堵盖两种设计方案。通过有限元仿真对方案进行了优化设计,并对简易球面堵盖进行了验证试验,结果表明该方案满足设计要求。     

耦合尾喷管堵盖运动的发射箱内流场研究

利用初始冲击波超压完成前后盖开启过程的贮运发射箱已得到广泛应用。为研究含尾喷管堵盖的冲击波超压形成过程及对后易碎盖的作用效果,应用有限元方法并结合动网格技术建立了导弹点火后堵盖的运动模型,并通过实验方法对仿真结果进行了验证。结合计算结果可清晰地看到尾焰流场的形成过程,并得到了冲击波超压在后易碎盖表面的随时间变化曲线。研究表明：受堵盖的影响,冲击波超压首先形成并冲击后易碎盖,燃气由堵盖的边缘向中心汇聚形成主流,在对后易碎盖的冲击时间和作用位置上与冲击波作用有明显的不同;后易碎盖主要受到冲击波超压作用实现碎裂变形,在堵盖运动的投影区域首先达到最大受力,瞬时峰值达5×10⁵ Pa.     

类乘波飞行器进气道/隔离段数值仿真研究

采用二维耦合隐式NS方程和标准kε湍流模型对超燃冲压发动机进气道/隔离段进行了数值仿真研究,分析了隔离段出口反压、长高比以及进气道入口马赫数对进气道出口性能参数的影响,发现反压对进气道出口参数影响很小;长高比对进气道出口上下壁面处静压影响较大,但对出口处马赫数及静温影响很小;进气道入口马赫数的变化对出口上下壁面处静压影响剧烈,且随着入口马赫数的增加,进气道出口马赫数和静温均增加,入口马赫数越低,进入隔离段内的气流越均匀.     

电涡流缓速器转子盘风道散热结构参数影响分析

电涡流缓速器(ECR)实施缓速制动时将车辆行驶动能转化为热能,使得转子盘产生较大温升,导致其制动性能不稳定.针对这一现象本文提出在转子盘风道内安装圆柱扰流强化散热装置.为合理选择扰流圆柱结构尺寸,建立不同直径圆柱扰流强制散热结构转子盘单风道物理模型,采用K-ε标准双方程和能量方程分析各模型不同进口气流速度条件下热交换改...     

基于FTA和AMESim的四通均流阀可靠性提升研究

四通均流阀能够将入口流量均等分成四路,驱动四路不同的负载保证同步动作。采用故障树分析法(Fault Tree Analysis,FTA),对该阀件的失效模式进行研究;通过AMESim仿真,进一步对故障模式进行验证,提出相应的改进措施,并试制样机进行可靠性试验,提高了阀件的性能,对其他阀件的可靠性设计有一定的借鉴作用。     

基于电涡流法的直线同步感应电机气隙检测

基于电涡流法的直线同步感应电机气隙检测,因位置所限,将传感器宽度设计成一个齿槽周期的宽度,每个传感器上安装两个检测线圈.当直线同步电机沿着定子轨道运行过程中,一个线圈对着齿时,另一个则对着槽.通过求其两线圈测得电压的平均值,并引入多传感器融合策略,则可增加整个电机运行过程中的可靠性.     

发动机建压速率对易碎盖开盖的影响

为了研究导弹箱式热发射中导弹发动机建压速率对发射箱易碎盖开盖的影响,通过对动力源进行假设,建立了发动机建压速率与易碎盖开盖能量之间的关系,分析了发动机建压速率对易碎盖开盖的影响; 利用数值仿真得到不同速率下的箱内压力曲线,仿真结果表明,建压速率越高前盖开盖风险越大。对比分析了不同导弹飞行试验中发射箱内压力数据,试验验证了仿真结果的正确性。该研究为前、后易碎盖开盖压力指标的优化提供了参考。     

一种功率型无铁芯AFPM电机绕组涡流损耗抑制方法

用于水下航行体推进装置的功率型无铁芯永磁盘式（AFPM）电机定子绕组由于直接暴露在交变磁场中,会产生很大的涡流损耗,从而影响电机性能。本文推导了2种截面导体在交变磁场中的涡流损耗计算公式,提出了使用股间绝缘细绞合线代替原有扁平矩形导线来减少涡流损耗,建立了等效直线电机2D有限元模型,分析计算了绕组涡流损耗,同时通过11kW原理样机损耗试验,验证了相关理论与计算方法的可行性和准确性。     

某火炮总线网络交换机时间同步软件的设计与应用

设计了一种时间同步软件,该软件能够使某火炮总线网络系统实现同步控制。它的硬件平台以X86为核心,配合网络协议芯片,硬件定时终端及外部接口组成。在其上移植 VxWorks实时操作系统,并对VxWorks的启动、中断与时钟管理、存储与总线管理等进行了详细论述。在 VxWorks开发调试环境 Tornado 2.2中首先创建时间同步消息结构体,然后利用 UDP套接字实现时间同步消息的组播通信,终端节点根据消息内的时间信息进行同步。该嵌入式软件应用于某火炮总线网络交换机,并进行了性能评估,结果表明该软件满足系统对时间同步精度的要求。     

进气道结构对含硼固冲发动机二次燃烧性能影响分析

采用标准k-ε湍流模型,单步涡团耗散燃烧模型以及高速气流作用下KING硼粒子点火燃烧模型,开展了不同进气道结构下冲压发动机补燃室内含硼颗粒三维两相燃烧流动数值模拟;分析了在6种进气道结构对硼颗粒点火燃烧以及燃气燃烧效率的影响;研究结果表明：在相同的边界条件下,进气道结构形式对硼颗粒点火影响不大;燃气燃烧效率在双侧180°的进气结构下最高,双下侧90°进气结构的燃气燃烧效率最低;硼颗粒燃烧效率在双侧180°时燃烧效率最高,在中心进气结构下硼燃烧效率最低;补燃室内总燃烧效率在双侧180°进气道结构时最高,在中心进气结构下最低。     

烟火隔离开关的设计

为控制小尺寸下烟火隔离开关多对端子的开合,设计了一种十字交叉结构整体注塑中间体与底座端子对配合的开关体,解决跷板结构开关尺寸大、接触面积小的问题,并采用钝感电起爆器作为动力装置实现端子间的开合控制。通过选用0.2mm厚的铍青铜带镀金制作接触簧片与镀金的端子压合,有效控制界面电阻,使开关闭合端子电阻控制在0.25m?内,实现了端子对耐大电流冲击的性能。经试验验证,本开关具有尺寸小、转换时间短、端子电阻小、耐大电流冲击性强、性能稳定等特点,为同类产品的设计提供了一定参考。     

电涡流传感器在火箭滑橇实验中的应用

为了方便准确地测量相关的力学数据,不断完善火箭滑橇设计的科学性、安全性和可靠性,根据火箭滑橇的实践,给出电涡流传感器在火箭滑橇中的一些应用.通过安装电涡流传感器可以得到滑橇的全程运动位移曲线,与其他方法相比,操作简单、价格便宜、性能可靠.对原始数据进行简单的微分运算即可得到滑橇的运动速度、加速度,可以为火箭滑橇车体强度的设计提供参考.同时,通过与车体运动加速度振动数据比较,可以得到滑橇运动振动幅度与运动速度之间的关系,有助于解决火箭滑橇,被试品的力学环境适应性问题.