发射箱易碎后盖开启过程的数值计算

易碎盖技术在箱式或筒式发射中具有明显的优势,其开启过程涉及冲击波传播及射流运动等复杂的物理现象。利用动网格技术,以固体火箭发动机为研究对象,研究了易碎后盖开启过程,得到了后盖开启过程中流场压强和温度分布,并对开盖过程中燃气射流流场情况进行了分析。结果表明：冲击波在发动机射流径向一定范围内有较高的超压峰值,会对发射装置和周边设备产生破坏作用;后盖运动对燃气射流流动产生了影响,表现为燃气射流随着后盖向下运动而向下方传播的同时,由于受到后盖的阻挡发生反射回流现象;运动过程燃气流冲击作用逐渐变小,除核心区外后盖上的温度和压强也逐渐变小;后盖运动的仿真实验结果与实际试验数据一致,获得了较好相似性。     

易碎盖开启过程流场计算与分析

发射装置中采用的易碎盖开启方式涉及复杂的流动现象.针对发射箱后盖达到开启条件后边界条件的变化对流动计算带来的困难,采用动网格技术模拟后盖脱落运动过程,并利用分区边界的类型变化模拟后盖破裂过程,对易碎盖开启过程发射箱内的流场变化情况进行了研究.通过对比后盖达到开启条件后边界的不同处理方式所对应的流场情况,认识到达到开启条件时后盖运动和破碎过程对发射箱内燃气扰动波的产生和传递有重要影响.     

子母弹燃气囊静态抛撒气囊破裂射流流场仿真分析

针对子母弹燃气囊抛撒试验中出现的气囊破裂对子弹运动特性的影响,建立了气囊抛弹的三维动力学模型。基于计算流体力学Fluent软件,通过编译自定义程序将六自由度刚体动力学方程与流体控制方程进行耦合,对气囊破裂自由射流流场结构特性及子母弹抛撒过程中气囊破裂射流流场结构特性进行对比,获得了气囊内压力变化规律。对不同破口位置的气囊射流流场进行仿真分析,获得了不同破口位置气囊内压力变化规律及对子弹的运动特性影响。计算结果表明：与气囊破裂自由流场结构相比,存在子弹时对气囊破裂射流流场结构有很大的影响;在中心位置破裂时对气囊内压力变化影响最大,破口在中心位置及短边侧时对子弹姿态的影响最大。该研究结果对预估子弹飞行弹道,了解气囊破射流流场对子弹运动的作用机理和影响规律,提高子母弹分离时的可靠性和安全性具有参考价值。     

舰载倾斜热发射导弹意外点火燃气流对发射箱和导弹的冲击影响

对发射箱内外的燃气流场以及激波的传播过程进行了大量的仿真计算,着重分析了发射箱前后箱盖未开启、后盖在一定冲击下破坏开启、剪切销剪断等情况下燃气流及激波对发射箱和箱内导弹的冲击影响规律。计算结果表明,在发射箱前后盖均关闭的情况下,箱内会产生较强的激波,即使发射箱后盖在燃气流的冲击下破坏开启,仍有激波向前盖方向传播,如果激波不足以将前盖冲开,激波经前盖反射向发射箱后部传播,这样,发射箱和导弹将再次受到激波的冲击。     

膛口初始流场对火药燃气射流的影响

身管武器发射弹丸时,初始流场对随后火药燃气射流的发展及弹丸的运动有较大的影响。为了分析初始流场对燃气射流结构以及弹丸运动的影响,基于有限体积法,采用分块网格划分的整体运动方法及Realizable k-ε湍流模型,耦合内弹道过程及六自由度方程,建立了含有初始流场和不含初始流场的两种二维轴对称膛口流场数值模拟模型。以300 mm平衡炮为例,研究了1730 m·s~(-1)发射速度下的膛口流场特性。结果表明,无初始流场时,火药燃气波阵面近似为球形,火药燃气无法追赶上弹丸。而在初始流场的干扰下,膛口喷射出的燃气速度提高约200 m·s~(-1),燃气追赶并包围弹丸,流场中最大压力降低一倍,温度提高1000 K以上,弹底压力降低约1.3 MPa。     

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.     

燃气射流气固两相数值模拟与颗粒冲刷分析

针对燃气射流中的气固两相流动和燃气射流中固体颗粒对壁面的冲刷作用，从耦合固体颗粒源相作用的雷诺平均N-S方程出发，燃气相采用有限体积法，固体颗粒相采用拉格朗日轨道模型．计算了燃气射流的气固两相流场，并分析不同直径的固体颗粒在流场中的轨迹及速度。在数值模拟的基础上．采用条件相似的估算方法估计固体颗粒对置于燃气射流流场中壁面的冲刷作用，分析了固体颗粒在不同直径和不同分布组合情况下对壁面冲刷位置及冲刷程度的影响。结果表明．固体颗粒的直径大小．对颗粒轨迹影响很大．直径小的颗粒轨迹与流场流线吻合的较好．直径大的颗粒因惯性作用与流线吻合差；不同固体颗粒的组合．对壁面机械冲刷位置和程序有较大影响。     

燃气射流对子母弹抛撒动力学特性的影响分析

为分析子母弹囊式抛撒过程中气囊破裂后燃气射流对子弹药动力学特性的影响,结合气囊试验测试结果建立了囊式动态抛撒三维动力学模型,对燃气干扰作用下的子母弹分离动力学过程进行了数值模拟,并对不同位置喷口处燃气干扰流场进行了对比分析,揭示了分离过程中燃气射流与来流间的相互干扰作用过程,分析了燃气冲击对子弹抛撒动力学特性的影响。计算结果表明:气囊破裂后燃气射流的冲击对子弹造成的扰动过程约为15 ms,对弹体造成的初始扰动使得弹体分离气动参数呈现很强的非线性特性,其作用效果也因喷口位置的不同而呈现不同的特点。     

导弹发射过程数值模拟

为研究导弹发射过程中的燃气流场和导弹运动规律,采用计算流体力学方法和动网格技术,对导弹发射过程进行数值模拟．将安置在发射筒中的导弹作为运动实体,随着导弹运动,相应的流场计算边界发生变化．计算过程根据当前时刻喷管内流场及燃气流场计算导弹受力,确定导弹在任意计算时刻的运动速度,并由相应的运动边界更新网格,计算新网格下的流场参数分布．计算结果与实验结果相符,表明采用计算流体力学方法和动网格技术可为研究导弹发射过程提供参考和依据．     

基于动网格的炮口制退器两相流场数值模拟

为较准确地研究火炮发射时高温高压高速的燃气射流经由炮口制退器的流场,对基于动网格的炮口制退 器两相流场进行数值模拟。利用FLUENT 软件,采用光顺和重构的非结构动网格更新方法,使用结构非结构混合网 格技术,建立炮口制退器的流场模型,对弹丸飞出炮口制退器过程中的膛口流场进行数值模拟,并对比分析了燃气 射流中的固相颗粒与气相耦合的两相流场和单纯气相流场对炮口制退器的影响。计算结果表明：考虑了两相的流场 与单纯气相流场在压强分布上存在明显的区别,可为后续炮口制退器的结构设计与优化研究提供一定的参考。     

磁场抑制聚能射流颗粒翻转研究

通过分析磁场与聚能射流的耦合作用过程,在断裂射流颗粒发生小角度翻转的情况下,建立了当有磁场存在时聚能射流颗粒的翻转运动方程。在此基础上,采用电磁场Ansoft Maxwell分析软件仿真的方法研究了翻转射流颗粒在磁场中所受力以及力矩特性,并对结果进行了实验验证。研究结果表明：聚能射流颗粒在强磁场中的翻转运动方程能较好地描述磁场对其翻转的抑制过程,数值模拟所得射流颗粒的受力以及力矩进一步反映磁场对翻转射流颗粒的抑制特性。实验结果验证了杵体在磁场的作用下,其翻转受到修正和抑制,最终其轴线基本与射流侵彻通道轴线一致。     

水下超声速燃气射流的初期流场特性研究

针对超声速燃气射流在静水介质中扩展的复杂多相流动问题,在压力水筒中开展了固体火箭发动机水下点火实验;基于雷诺时均Navier-Stokes方法和流体体积模型,对相同工况进行了燃气与水耦合数值求解。研究结果表明：水下燃气射流迅速建立超声速流动后,高速射流的冲击作用导致燃气泡呈现出帽状特征,并逐渐演变为类椭球体的气囊,平均轴向扩展速度约为40 m/s;燃气泡内部流动结构复杂,存在两个剪切涡环与重复出现的激波胞格,射流边界与燃气泡边界的相互作用会导致射流后续演化的不稳定;燃气扩展时通过压力波在水流场中产生高压区,其压力峰值在振荡中逐渐与环境压力匹配,喷管堵盖打开压力、出口截面积是影响推力峰值的重要因素。     

发射筒易碎前盖开盖过程的流体与固体耦合仿真方法

发射筒易碎前盖的压力波开盖过程是一个典型的流体与固体耦合问题。为研究易碎前盖的开启仿真过程，对易碎盖聚氨酯复合材料分别做了静态拉压实验、动态拉压实验，并利用用户子程序VUSDFLD对混凝土塑性损伤（CDP）本构模型进行扩展开发，用以描述易碎盖材料的承载和破裂状况；基于计算流体力学（CFD）的发射筒内流场仿真，对欧拉方法的同工况模型进行仿真校验，并借助耦合的欧拉-拉格朗日（CEL）算法对易碎前盖的开启过程进行仿真。结果表明：所开发的含单元失效的CDP本构模型能较好地吻合材料实验和产品实验情况；CFD与CEL算法相结合的仿真方法能有效解决压力波开盖这类流体与固体耦合问题，且具有较高精度。     

射流阀门开/闭过程无网格法数值模拟

为研究姿轨控发动机射流换向阀门开/闭过程的复杂流场,采用耦合两方程湍流模型的最小二乘无网格方法进行数值模拟,清晰捕捉到了合理的流场结构与流动特征,成功模拟出附壁流动、主流的切换等复杂的非定常流动状态,给出了主流切换时间,能够客观地反应射流阀的基本切换过程。数值模拟结果为姿轨控发动机射流阀门的设计提供了参考,耦合两方程湍流模型的最小二乘无网格方法在求解射流阀切换过程这一实际工程问题时具有良好的适应性。     

同心筒发射燃气流二次燃烧数值研究及导流板结构改进

针对同心筒热发射燃气射流二次燃烧冲击效应问题,采用3阶精度的MUSCL格式求解11组分12步基元化学反应动力学模型,弹体运动运用域动分层网格更新方法,数值模拟了同心筒发射H₂/CO混合燃气流场。在燃气自由射流二次燃烧数值模拟结果与文献实验数据对比验证的基础上,分析了同心筒发射燃气流含化学反应的流动特点,以及在导弹出筒时筒口导流板结构对弹体的影响。数值结果表明：在筒外燃气与空气混合区域出现明显的二次燃烧,而在筒内二次燃烧几乎可以忽略;当弹底出筒后,从内外筒间隙排除的燃气、导弹尾部燃气射流和弹底之间相互干扰,形成反溅激波;反应流流场轴线温度高于冻结流和单一组分流流场轴线温度;导流板结构能明显降低弹体表面温度,其高度最优值在1.5倍内外筒间隙附近。研究结果对同心筒发射装置结构优化设计具有一定理论参考意义。     

斜切喷管火箭发动机燃气射流流场特性研究

为了研究斜切喷管发动机的燃气射流流场特性,采用有限体积法数值求解非定常可压缩N-S方程,对不同喷管角度、不同海拔高度以及不同燃气温度条件下的发动机斜切喷管燃气射流流场特性进行数值模拟研究。结果表明:由于斜切喷管不对称外伸壁面的存在,导致喷管燃气射流流场不再对称; 喷管壁面不对称程度越大,则喷管燃气射流偏转与扩张角度越大; 随着海拔高度的增加,燃气流场核心区域与燃气射流的影响范围、以及射流偏转角度不断增大,但射流核心区域的波节数将不断减小; 此外,燃气温度变化,对喷管流场压强分布影响较小,但对流场速度值影响较大; 燃气温度越高,则喷管出口排气速度越大,致使喷管射流流场的燃气动能越大。     

旋转状态下姿态控制发动机喷流流场的数值模拟

为了对姿态控制发动机在旋转状态时的喷流流场进行数值模拟,并避开复杂的滑移网格技术,将惯性坐标系下的控制方程和数值计算边界条件用弹体旋转坐标系来表达,选用雷诺平均的旋转坐标系下的Navier-Stokes方程,算例计算结果与采用滑移网格技术得到的流场结构相比更接近实测且计算容易收敛,表明这种方法正确且简单可行。数值计算结果表明：在弹体直径以及喷口大小及入口条件一定的前提下,由于旋转引起的喷流流动的非对称性将直接影响到姿态喷流控制力的大小和方向,进而影响到姿态控制发动机的工作效率;随着旋转角速率的增大,推力矢量明显变化,控制推力偏转,使有效揎制推力减小,从而影响远程火箭弹的稳定性和姿态控制精度,并在一定程度上增加了燃气消耗量。     

小口径步枪弹头后效期运动特性试验与数值研究

开展弹头在膛口流场运动特性的研究,在准确理解膛口气流对弹头作用以及提高武器射击精度方面都具有重要意义。以某发5.8 mm口径步枪弹为例,提出了结合高速摄影与阴影照相法,对弹头在膛口流场运动特性进行了试验研究。以试验测试膛压数据为依据,运用耦合内弹道的计算流体力学方法研究弹头在膛口流场中的受力和运动规律。试验结果表明,采用所设计的试验方案可以捕捉到后效期清晰的流场变化和弹头运动。数值计算研究发现：弹头在膛口流场中的运动并非全程加速,冠状气团和火药核心射流的作用是弹头速度变化的主要原因;在轴向力转变时刻,弹头底部仍存在弹底激波。