气缸张开式尾翼弹膛内时期气缸压力计算

为研究气缸张开式尾翼弹的膛内时期气缸充放气过程,建立了气缸压力模型,并与经典内弹道模型相联立,进行了模型可解性分析,得到了一种求解气缸压力随时间变化规律的数值方法。以100mm滑膛反坦克炮I型榴弹为例,仿真得到了气缸压力随时间的变化曲线,计算结果精度高,证明了这种算法的可行性;并在此基础上,分析了气孔横截面积、气缸容积对气缸压力的影响规律。研究结果为气缸张开式尾翼稳定装置结构的优化设计提供了理论依据。     

气缸尾翼弹发射时气缸内压力与尾翼运动过程计算

提出了对气缸尾翼弹气缸内的压力、活塞与尾翼运动过程的解法，较好地解决了气缸尾翼稳定装置的设计计算问题。     

基于FLUENT的机动管线泵机组发动机气缸数值模拟

建立了发动机气缸与活塞的三维简化模型并对其进行了动网格划分,应用FLUENT对发动机气缸内的气体压缩及膨胀过程进行了仿真模拟,对气缸温度及压力进行了数值分析,得出了发动机气缸温度变化曲线图及温度、压力变化云图,分析比较了仿真模拟数据与数值计算数据,对模型的准确性进行了验证。     

基于烧蚀磨损理论的某新型高炮内弹道性能预测

以某新型高炮为研究对象,基于火炮烧蚀磨损理论展开内弹道性能预测研究。对现有计算方法进行局部改进,分析火药气体作用下的弹丸膛内运动过程与弹丸受力。建立了身管烧蚀磨损后的内弹道仿真模型。对计算结果进行拟合,分别得到了径向磨损量与炮口相对初速下降量、最大膛压下降量之间的函数关系。     

便携式导弹级间活塞式分离装置充气特性研究

便携式导弹级间活塞式分离装置是一种新型级间气动分离装置,利用Simulink软件对其充气特性进行研究,建立活塞缸压力仿真模型,分析了活塞缸容积、气孔临界直径对活塞缸压力变化、充气时间的影响规律。结果表明,充气时间随着气孔临界直径减小而增大、与活塞缸容积成正比,活塞缸容积、气孔临界直径越接近临界值,活塞式分离装置的气动分离特性越好。     

鸭式布局制导火箭弹气动特性数值计算

为分析气动外形对鸭式布局制导火箭弹气动特性的影响,设计了两种具有不同尾翼的制导火箭弹模型,以三维Navier-Stokes方程为控制方程,采用结构网格、k-ε模型对制导火箭弹的绕流场进行了数值模拟,得到了两种结构方案下制导火箭弹的气动特性参数.研究结果表明,相较于6片尾翼设计方案,采用4片尾翼设计方案的制导火箭弹具有更大的升阻比,且静稳定性更好.     

燃气泄漏对火药燃气多活塞抛撒的影响研究

针对子母弹火药燃气多活塞抛撒的设计问题,文中以经典内弹道模型为基础,结合流量模型,将子母弹火药燃气多活塞抛撒过程划分为3个阶段,建立了考虑燃气泄漏的火药燃气多活塞抛撒内弹道数学模型.以某子母弹抛撒结构为例,分析了燃气泄漏参数对子母弹火药燃气多活塞抛撒过程的影响规律,并对火药燃气多活塞抛撒结构工程设计中的泄漏面积提出了控制建议,为火药燃气多活塞抛撒结构工二程设计提供参考.     

燃气泄漏对火药燃气多活塞抛撒的影响研究

针对子母弹火药燃气多活塞抛撒的设计问题,文中以经典内弹道模型为基础,结合流量模型,将子母弹火药燃气多活塞抛撒过程划分为3个阶段,建立了考虑燃气泄漏的火药燃气多活塞抛撒内弹道数学模型.以某子母弹抛撒结构为例,分析了燃气泄漏参数对子母弹火药燃气多活塞抛撒过程的影响规律,并对火药燃气多活塞抛撒结构工程设计中的泄漏面积提出了控制建议,为火药燃气多活塞抛撒结构工程设计提供参考.     

膛内弹上高压气室充气模型

在气流准定常假设条件下,建立了高压弹底火药气体通过渐缩喷管向弹体内气室流动的气体参数理论计算模型.理论模型与实验数据有良好一致性.理论研究表明,在发射过程中,膛内弹上气室压力能够达到弹底最大压力值,气室终止压力也存在最大值.气室工作压力可以在不大于弹底压力范围内改变.     

微小型制导弹药的尾翼气动特性研究

针对相同空间约束条件下鸭式布局微小型制导弹药尾翼气动设计问题,提出了弹出式尾翼与折叠式尾翼两种解决方案,完成了两种方案气动外形的三维建模,利用计算流体力学方法计算得出0.4～0.8Ma之间的气动特性,分析比较两者的阻力特性和升力特性,得到了折叠式尾翼对微小型制导弹药的增升效果优于弹出式尾翼的结论.在微小型制导弹药的设计过程中,可利用折叠式尾翼设计方法有效的提高微小型制导弹药的可用过载.     

液压自由活塞发动机工作过程仿真模型研究

为建立单活塞液压自由活塞发动机工作过程仿真模型,根据单活塞液压自由活塞发动机的系统特征,基于热力学、液压流体力学和动力学基本理论,给出了单活塞液压自由活塞发动机稳态工况工作过程的数学描述,并对结果进行了试验验证.结果表明:给出的考虑了液压系统构件动态特性影响的单活塞液压自由活塞发动机仿真模型,在活塞动力学特征、气缸气体...     

液体发射药迫击炮内弹道建模及性能分析

为了将液体发射药技术应用于迫击炮,针对液体药侧喷结构,在考虑迫击炮基本装药燃烧过程,并计及活塞气室气孔对燃气的节流作用的基础上,建立了再生式液体发射药迫击炮内弹道模型。数值模拟了液体发射药迫击炮内弹道过程,分析了活塞气室气孔、喷射启动压力、喷射孔面积、液体发射药装药量等结构参数对迫击炮内弹道性能的影响,结果表明:活塞气室导气孔面积、喷射孔面积对各腔室的压力及弹丸初速影响较大; 液体发射药装药量对初速提高有明显作用,通过匹配系统结构参数及装填条件,在不增大最大膛压的同时可有效提高初速。该文所建模型将为液体发射药迫击炮结构优化和样机研制提供理论参考。     

车用柴油机活塞在增压和扩缸条件下的运动轨迹研究

依据实验测得增压前后的燃烧气体压力,采用扩缸前后的不同活塞设计尺寸,根据流体动力润滑与活塞动力学理论建立数学模型,使用Newton-Raphson方法求解动力学模型,使用有限差分法和超松弛迭代法(SOR)求解平均Reynolds方程,研究车用柴油机的活塞运动轨迹和横向运动速度。结果表明：增压与扩缸后,活塞运动轨迹的摆动范围增大,横向运动速度也加大,从而增大了擦缸的可能性,也加剧了活塞对气缸的冲击;增压后活塞与气缸的润滑表面要求润滑油粘性有相应的提高;柴油机的增压与扩缸设计中,同时应当考虑增强气缸壁的抗擦伤能力。     

基于全膛烧蚀磨损特征的火炮内弹道仿真研究

为提高烧蚀火炮内弹道仿真精度,在文献\[1\]火炮烧蚀内弹道理论基础上,保持火药几何燃烧定律、火药燃速定律和体现起始部膛线烧蚀的弹丸起动压力方程不变,通过对变炮膛截面积、变药室容积、弹后烧蚀容积增量等全膛烧蚀磨损特征的分析和计算,建立体现全膛烧蚀的弹丸运动方程和内弹道基本方程,从而建立烧蚀磨损内弹道模型。借鉴经典内弹道诸元解算方法,导出烧蚀磨损内弹道模型解算方法。以某火炮试验数据为例进行仿真烧蚀磨损内弹道计算,仿真结果表明：初速仿真值与试验值误差为0.9%,能够满足火炮工程实践3%的仿真误差要求;仿真精度优于文献\[1\]的火炮烧蚀内弹道方法,证明了所建立的烧蚀磨损内弹道模型和诸元解算方法是正确的,可用于烧蚀磨损火炮身管寿命预测。     

后效期火药气体压力对弹丸运动的影响

通常研究弹丸在后效期内的运动时,做了火药气体压力的方向不变,且作用在过弹带断面中心上的假设。本文取消了火药气体压力作用于弹带中心的假设,而设压力始终沿(?)轴方向,并在国内首次考虑到火药气体压力的大小和作用点相对于弹底的位置都在变化,建立了弹丸在后效期内的运动微分方程,应用电算,得到一些实用的结论。     

自行火炮抽气装置防烧蚀腐蚀的改进试验

针对自行火炮多次射击后抽气装置大多出现烧蚀与腐蚀的情况,在抽气装置工作原理基础上,建立了抽气装置工作过程数值模型;对某炮充气系统,通过编程计算分别给出了抽气装置内气体压力与温度的变化曲线.分析了抽气装置烧蚀腐蚀机理,结果表明,抽气装置是在高温高压环境内工作的.提出了抽气装置改进措施,实践证明,抽气装置磷化、耐高温漆复合工艺处理措施可有效解决烧蚀、腐蚀问题.     

火炮内膛烧蚀磨损研究综述

介绍了火炮身管的烧蚀磨损现象,分析了影响烧蚀磨损的主要因素,包括火药气体的热烧蚀、火药气体的热烧蚀以及炮管的机械磨损,提出了现阶段国内外火炮抗烧蚀磨损的主要手段和措施,包括研制耐热合金身管材料、改进发射药以及对内膛表面进行处理．     

速射武器身管一维径向传热的数值分析

该文根据射击过程中膛内火药气体温度场的瞬态脉冲特性,给出了膛内火药气体平均温度的变化规律;用能量平衡法导出了含有复合材料的一维轴对称瞬态传热的有限差分方程,并进行了大量的计算,得出了射弹数、射击频率、身管材料导热性能等因素对身管温度场的影响规律.这对从事速射武器身管的烧蚀问题研究以及弹药抗自燃问题,有一定的参考价值.     

改进气体流量计算方法的迫榴炮内弹道模型

内弹道计算对炮弹发射有重要意义.文中研究了迫榴炮发射迫弹时的内弹道模型,将膛内气体流出过程类比喷管气体流动过程,针对气体流出量的计算进行了详细的讨论.然后在Matlab软件中运用四阶Runge-Kutta法对某型120 mm自行迫榴炮发射迫击炮弹内弹道过程进行插值求解,并用CFD++软件对发射过程进行仿真.利用该模型计算所得膛压及出炮口速度与实验所测基本一致,火药气体流动状态与仿真结果相符,仿真与实验结果均证明了该模型的正确性、可靠性.     

火箭发动机与尾翼座共用尾翼结构在高膛压火炮膛内间隙影响因素

针对高膛压火炮发射时张开式尾翼座的膛内间隙影响因素及变化规律,基于有限元分析软件LS-DYNA对弹尾采用共用尾翼结构的典型增程类弹药膛内过程开展数值模拟。获得弹丸膛内每时刻的动力学响应,其中出炮口速度、转速与试验数据吻合较好。分析了共同尾翼结构中发动机壳体在不同屈服强度和预紧力加载下膛内发动机支座、壳体与战斗部底座的轴向压缩量及各尾翼片与底座的间隙变化。结果表明：膛内发动机支座、壳体与战斗部底座的轴向压缩量在膛内先增大、后减小,与膛压-时间曲线趋势一致;发动机壳体轴向压缩量对间隙影响最大,在总压缩量中占比达78.2%;发动机壳体屈服强度降低至800 MPa时,共用尾翼结构弹性变形引起的总压缩量已超过尾翼与战斗部底座间隙,导致尾翼片磕碰底座;螺钉预紧力异常加载下各尾翼片与底座的间隙在膛内不再同步,间隙相差最大达初始间隙的17.3%,因此各尾翼片与底座磕碰时产生深浅不一的痕迹。该研究成果可为采用共用尾翼结构的增程类弹药在膛内结构强度故障预防及分析提供参考。