多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性研究

为研究多喷管液体火箭动力系统尾焰辐射特性,以液氢/液氧和液氧/煤油发动机组成的多喷管动力系统为模型,采用CFD技术对尾焰流场进行计算,利用气体辐射传输方程和大气透过率计算模型对尾焰辐射特性进行计算,结果表明:复燃反应主要发生在尾焰的边界与空气掺混区域,导致尾焰的辐射特性增强;随着飞行高度及观测角的增加,尾焰辐射特性逐渐增强;可视化计算可以有效捕捉到尾焰流场的结构。     

复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性影响数值研究

为深入研究复燃对氢氧火箭发动机尾焰流场及辐射特性的影响,以氢氧发动机喉部截面参数为入口条件,采用耦合Realizable k-ε湍流模型的三维N-S方程,考虑尾焰复燃反应影响,利用PISO算法求解得到尾焰流场参数。在此基础上,通过气体辐射传输方程和大气透过率计算模型SLG对尾焰辐射特性进行计算,对比复燃反应对尾焰流场及其辐射特性的影响。结果表明,复燃反应对氢氧发动机尾焰流场计算影响较大,使温度场以及燃烧产物的质量分数大幅增加,从而导致尾焰的辐射特性增强,因而在氢氧发动机尾焰流场和辐射计算中,考虑复燃反应是极为必要的。     

来流和尾焰相互作用对导弹底部加热的数值仿真研究

为研究导弹飞行时,来流和尾焰相互作用对导弹底部的加热特性,对不同飞行参数和喷管摆角下导弹燃气射流流场进行了三维数值仿真研究,分析了导弹底部区域流场温度和流动参数的分布特点。研究结果表明,导弹飞行过程中,空气来流和喷管燃气射流相互作用,在导弹底部区域形成低速回流区,回流区内气体温度随导弹飞行高度、速度增加而上升。相比无摆角时,喷管摆角的存在使导弹底部回流区气体温度升高,喷管摆角越大温度升高越多。导弹在高空高速飞行和存在较大喷管摆角时,导弹底部加热较为严重,需采取适当的热防护措施。     

弹道导弹主动段红外成像特征仿真分析

为降低低轨导弹预警卫星的虚警概率,文中在分析弹道导弹主动段红外辐射特征的基础上,通过建立尾焰的几何特征模型和红外特征模型来描述导弹主动段的红外成像特征,并运用模型计算尾焰的红外辐射分布,构建了导弹尾焰的仿真图像,仿真图像能够准确反映导弹尾焰的红外图像真实情况,为有效识别导弹,提高导弹预警的准确性提供重要参考.     

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。     

矩形喷管外尾焰红外辐射特性的数值计算

为了掌握矩形喷管外尾焰的红外辐射光谱特性和强度分布,建立了矩形喷管的几何模型,采用Fluent6. 3 软件对矩形喷管外三维流场进行数值模拟,得到尾焰流场的温度、压强和密度等数据,并根据尾焰的特点确立红外辐射核心计算区域。采用洛伦兹线型的统计窄带模型,求出尾焰在某一窄带的平均吸收系数;采用有限体积法求解了气体介质中辐射传输方程;计算得到了矩形喷管外尾焰的红外辐射光谱特性与在3 ~5 滋m 波段的总强度分布。结果表明:矩形喷管外尾焰为扁平状,其宽边对称面内的红外辐射强度大于窄边对称面内的红外辐射强度,并且尾焰辐射在2. 7 滋m 和4. 3 滋m 处出现了2 个辐射峰。     

导弹尾焰及爆炸效果的实现方法

战场环境是否逼真将直接影响着整个虚拟战场集成环境的逼真程度，导弹尾焰以及各种爆炸效果地实时绘制极具代表性，本文着重论述了导弹发射尾焰与各种爆炸效果的实现方法。     

电磁脉冲作用下导弹的表面效应分析

电磁脉冲对导弹飞行影响很大,利用时域有限差分法分析了电磁脉冲作用下导弹壳体的表面效应.计算结果表明,在入射电磁脉冲的作用下,导弹壳体上将感应出很大的电流和电荷.导弹尾焰的存在将影响导弹壳体上的感应情况,尾焰的长度、尾焰电导率、与弹体的连接情况均会对感应情况产生影响.     

底排推进剂瞬态泄压工况下燃烧流场特性的数值模拟

针对底排弹出炮口泄压瞬间燃烧失稳问题,建立了AP/HTPB底排推进剂燃烧流场的二维轴对称非稳态模型,通过数值模拟获取了底排模拟装置在瞬态泄压工况下的流场特性。结果表明: 在泄压过程中,燃烧室内压力、密度和温度沿轴向迅速下降,速度沿轴线迅速升高,且各流动参数的变化梯度逐渐减小;底排推进剂燃气的加入导致燃烧室内密度沿径向降低,而温度沿径向升高;燃烧室内压力随时间变化的计算值与实测值吻合较好。     

固体火箭发动机尾焰注水流场对导流槽排导性能影响研究

为了研究固体火箭发动机尾焰注水流场对导流槽排导通畅性的影响,设计了火箭发动机和导流槽缩比模型并完成了发动机系留点火及注水试验。结果表明：向尾焰注水能够使流入导流槽内混合气体温度降低到原来的1/2,实现对导流槽的热防护;但大量的水蒸气生成并与燃气混合后进入导流槽,影响了导流槽的排导性能。为了解决该问题,建立了在Mixture多相流模型基础上的数值计算模型,在Mixture多相流模型中以源项形式添加液态水与燃气两相流作用过程中的质量和能量转移方程,通过与试验数据对比,验证计算模型具有较高的精度和可靠性,并进一步得出燃气流场和液体流场的相互作用和对导流槽的排导性能的影响。在此基础上分析了发动机喷管数量、导流型面曲线类型对导流槽排导通畅性的影响,为火箭发动机尾焰注水系统工程应用提供参考。     

某型运载火箭发射流场数值模拟

为了更真实地反映发动机尾焰流场的特征,以某型运载火箭为例,对其流场数值进行模拟.运用计算流体力学方法,以3维双喷管发动机为模型,考虑尾焰工况为氢气、一氧化碳、二氧化碳、水蒸气组成的混合气体,对运载火箭的发射流场进行模拟仿真,分析尾焰流的近场激波系结构和参数分布特征等.分析结果表明:混合气体情况下的流场各个参数分布和激波系结构与理论分析结果一致,地面上距离喷管中心1 m位置处受最大压力,大约为0.4 MPa,在两喷管中心温度最高,为2700℃,为后续相关实验测量提供了参考和理论依据.     

基于OpenGL的导弹尾焰仿真算法

文中在粒子系统理论基础上,用OpenGL对导弹尾焰进行了仿真。在算法中,采用贴纹理小四边形代替粒子能降低系统的复杂性,采用融合、反走样、雾化和视线跟踪技术增强仿真的真实性,利用显示列表技术和LOD技术进一步加快系统的处理速度。这些技术的综合运用能够同时满足导弹尾焰仿真中的真实性和实时性要求。     

退火态SPD铜锌合金的组织与力学性能研究

为研究退火对大塑性变形材料的组织与性能影响,对不同扭转圈数的铜锌合金进行热处理,研究其组织和力学性能.结果表明:随扭转圈数增加,径向和轴向晶粒尺寸均减小,轴向平均晶粒尺寸小于径向;硬度均随载荷增加而降低,轴向宏观硬度较径向下降快,大于3转的应力-应变曲线差异不大;随纳米压痕载荷增加,显微硬度逐渐降低,表现出明显压痕尺度效应,在200 mN后,显微硬度稳定下降.     

固体火箭尾焰雷达散射截面数值计算

固体火箭含铝复合推进剂含有较多的碱金属杂质,铝与碱金属在推进剂的燃烧过程中发生电离,燃气中存在较多的自由电子,经喷管喷出,形成等离子体尾焰,严重干扰测控信号与箭体之间的信号传输,以4种工况的固体火箭发动机尾焰流场计算结果为基础,建立了尾焰等离子体模型,使用矩量法计算当测控信号电磁波频率小于尾焰等离子体振荡频率时,对应4种工况的火箭雷达散射截面,分析了固体火箭尾焰对不同频率测控信号的干扰影响。结果表明:尾焰的存在增加了目标雷达散射截面,干扰了测控信号的有效传输;随着测控信号电磁波频率的增加,干扰作用减小;随着Al2O3含量增加,干扰作用增加;高空环境相比地面环境,干扰作用减小。     

小孔流量发生器喷口流场特性的数值模拟

针对小孔高温燃气射流,建立了二维轴对称非定常自由射流模型,采用CFD软件FLUENT进行高温燃气湍射流场的数值模拟.计算结果表明,射流沿轴向温度、速度等参数变化较小,但达到一定位置后会有较大衰减;射流温度、速度沿径向呈单峰分布,随径向距离的增加而减小,并随着时间的推移和轴向距离的增加,径向受扰动区域增大;总压和流场密度的分布图具有相同的形状,由于环境气体的阻力,射流头部燃气有回流现象,随着时间推移,射流头部呈现椭球形等压面.     

基于二氧化碳喷射的导弹热发射新型排导方案设计

针对导流器排导方式在车载导弹热发射过程中具有的烧蚀和架设撤收问题,提出一种利用二氧化碳喷射冲击燃气射流从而降低发射车与导弹表面温度的新型排导方案。以计算流体力学为主要的研究方法,建立三维定常计算模型,分析燃气射流与二氧化碳射流冲击流场的特性,计算并得出：随着下排管道伸入流场长度增加,发射车壁及弹体的温度先降低再升高;随着上排管道与发射车壁夹角减小,发射车壁及弹体的温度逐渐降低;随着上排管道出口到下排管道高度减小,发射车壁及弹体的温度逐渐降低。该方案在喷管出口到地面距离改变后的其他工况中仍有意义,可以为车载导弹热发射降温排导提供可行的全新设计思路。     

导弹喷焰流场与凝结尾迹的工程计算方法

为快速预估飞行器喷焰流场及其在一定空域内产生的凝结尾迹,为飞行器目标红外辐射研究提供条件,采用一种工程模型对含复燃效应和水汽凝结效应的喷焰流场进行计算分析。模型以燃气射流的一维流动理论、湍流混合以及化学平衡条件为基础建立控制方程,并采用四阶Runge-Kutta方法进行求解计算。模型校验和分析表明,该工程计算方法能够获得喷焰流场射流区的典型参数,并具有较高的计算效率。     

弹用涡轮喷气发动机离心压气机数值研究

以数值模拟的方式对某高转速弹用涡喷发动机离心压气机改型后内部三维流场进行了详细的数值模拟，得到相应的特性曲线与主要的参数分布。计算结果的分析表明，在设计点其结果与设计值基本吻合；在堵塞状态时径向扩压器和轴向扩压器中都存在不同程度的分离，尤其是轴向扩压器中分离现象更为严重，这些都造成了不同程度的气流损失，导致了效率的降低；数值计算结果对进一步改进设计此类压气机有一定参考价值。     

新型车载同心筒复燃机理与热环境研究

针对新型车载同心筒自力发射系统热环境评估的问题,基于二阶AUSM格式,依托弹性变形和域动分层结合的动网格技术,采用H2-CO-HCL反应体系17步基元反应的化学反应动力学模型,求解了动态的轴对称复燃流场。数值结果表明,导弹启动之前,内筒出现了燃气向上运动的＂引射效应＂,燃气和内筒空气发生复燃现象;导弹启动后期,内筒出现了富氧气体倒吸进入内筒的＂倒吸效应＂,加剧了内外筒的化学反应;化学反应流的温度比单组份流高800K左右。     

双机并联氢氧火箭发动机尾焰流场特性三维数值仿真研究

以氢氧火箭发动机为模型,采用耦合可实现k-ε湍流模型的N-S方程,对发动机在地面发射阶段双机并联工作状态下的尾焰流场进行数值仿真研究,得到尾焰流场的各项参数分布及其变化规律,与理论分析结果对比,证明了算法的有效性和正确性,为开展多台发动机并联工作下尾焰的撞击和辐射特性等研究奠定了基础。