应用比色测温仪测量燃料空气炸药爆炸过程温度响应

基于光辐射原理，建立了红外比色辐射高温测量系统并对燃料空气炸药分散爆轰过程中的温度响应进行了实时测量，得到了一次引爆型燃料空气炸药和二次起爆型燃料空气炸药爆炸的温度响应，并对两种不同型式的燃料空气炸药的爆炸温度场及其特点进行了对比分析。结果表明，与二次引爆型燃料空气炸药爆炸相比，一次引爆型燃料空气炸药爆炸的最高温度较高，持续时间较长。     

临近空间高超声速巡航飞行器红外特征

针对现有天基红外预警卫星对临近空间高超声速巡航飞行器的可探测性分析和未来天基红外预警卫星规划建设对临近空间高超声速巡航飞行器的光学特征数据需求,采用高超声速空气动力学、燃烧学、传热学、气体辐射理论等相结合的计算分析方法,研究类X-51A高超声速巡航飞行器在典型飞行状态下的流场参数、本体温度、红外辐射光谱及红外辐射亮度和红外辐射强度。结果表明：类X-51A高超声速巡航飞行器辐射特征受飞行时间及弹道影响,本体红外辐射受气动加热影响明显,以航空煤油为燃料的飞行器喷焰红外辐射以CO₂、H₂O、CO的1.52 μm、2.68 μm、 4.39 μm辐射带特征最为显著;在包含CO₂、H₂O、CO分子强特征辐射谱的窄带总辐射中,喷焰辐射是主要贡献,而在非喷焰特征辐射谱带内的总辐射中,飞行器本体辐射占主导。     

温度对电路板辐射特性的影响分析及评估

阐述了在不同温度条件下实验测量得到的TMS320C6711实验电路板辐射特性,分析并总结出温度对电路板辐射特性的影响,结果表明温度对此电路板的辐射没有太大的影响;然后利用矢量拟合技术对电路板4区域的辐射特性进行分析,建立包含温度系数的统一辐射特性多项式,为估算不同温度下电路板的辐射特性提供了一种方法;结果表明,辐射特性多项式的模拟结果与实验结果相当吻合。     

毫米波辐射温度随表面温度变化的曲线拟合

针对目标表面温度实时变化引起毫米波辐射变化的规律尚未被研究的现状,使用3 mm直流Dicke式辐射计对不同表面温度条件下的目标辐射温度进行了测量,发现使用不同发射率材料的目标的辐射温度随表面温度变化的规律明显不同,材料发射率越高,目标辐射温度受表面温度的影响越大.利用最小二乘法求解涂层金属板等目标的温变系数,并拟合出辐射温度随表面温度变化的规律.误差分析表明,拟合曲线与实测曲线基本吻合,反映了使用不同发射率材料的目标的辐射温度随表面温度变化的规律.     

燃料组分对含硼富燃料推进剂一次燃烧性能的影响

对含不同金属添加剂(镁、铝及镁铝合金)、不同硼粉粒度及硼粉含量的含硼富燃料推进剂分别进行了爆热(Qv)、燃烧温度(Tf)和成气率(η)测试,对比研究了金属组分对含硼富燃料推进剂燃烧性能的影响。结果表明:镁比铝能提高含硼富燃料推进剂的爆热值、燃烧温度和成气率;镁铝合金比镁更能降低含硼富燃料推进剂爆热及燃烧温度,且提高推进剂燃烧的成气率;当硼粉粒度较粗或较细时,含硼富燃料推进剂的爆热及燃烧温度均较高,而成气率较低,硼粉粒度适中时,推进剂的爆热值及燃烧温度均较低,而成气率较高;硼粉含量增大(氧化剂AP的含量减小),含硼富燃料推进剂的爆热、成气率均降低,而燃烧温度升高。     

石蜡/HTPB燃料的力学性能

为了研究端羟基聚丁二烯(HTPB)体系质量分数以及温度对石蜡/HTPB燃料力学性能的影响,制备了7种不同配方石蜡/HTPB拉伸试件,并使用万能材料试验机以10 mm·min~(-1)拉伸速率进行了单轴拉伸实验,分析了燃料的最大抗拉强度、断裂伸长率和初始弹性模量变化规律。结果表明,随着HTPB体系质量分数增加,燃料的断裂伸长率增大,而最大抗拉强度和初始弹性模量皆减小;当环境温度较高(接近石蜡熔点58℃)时,燃料的最大抗拉强度和初始弹性模量皆随着HTPB质量分数增加而增大;燃料的最大抗拉强度随温度降低而逐渐增大,其中当温度由20℃降低至-40℃时,H20燃料最大抗拉强度由1.189 MPa升高至2.150 MPa;以HTPB体系为基体、石蜡为填料的石蜡/HTPB燃料,在其基体与填料的界面上存在相互阻滞作用力,可提高燃料的力学性能。     

液氮冷屏蔽罩对弹道导弹红外特性抑制的分析

为了获得液氮冷屏蔽罩对弹道导弹中段弹头红外辐射特性的抑制效果,研究了液氮冷屏蔽罩内的流动与换热机理,综合考虑各种影响弹头与冷屏蔽罩温度分布和红外辐射特征的因素,建立了用于中段弹头的冷屏蔽罩温度与红外辐射模型,得到了冷屏蔽罩外表面与内部流体的温度分布以及红外辐射亮度,分析了冷屏蔽罩的红外辐射抑制效果.计算结果表明,冷屏蔽罩可有效降低弹道导弹中段弹头的红外辐射特征.     

表面红外辐射控制技术初探

文中围绕对表面红外辐射控制技术的初步探索,介绍了实验系统的软、硬件设计思路与实现方法,用实验的结果来证明该设计的可行性.该实验系统可实现对目标表面辐射温度的实时控制与监视,主要考虑的是环境的温度发生变化,或者目标是运动的,都能使目标和环境辐射温度基本一致,达到控制表面红外辐射的目的.     

红外测温技术测量温压炸药爆炸温度

为了准确测量温压炸药爆炸温度,提出一种利用红外热像仪测量爆炸温度的方法。根据辐射测温原理建立红外热像仪测温模型,首先,结合爆炸火球辐射特性,进行红外热像仪的辐射定标、推导爆炸温度的计算公式,火球辐射温度反演。然后,讨论发射率和大气光谱透过率对测温精度的影响,并给出对应的补偿方法。以PMX炸药为例,应用该方法进行辐射定标和爆炸温度测量,获得爆炸火球随时间变化曲线。实验证明该方法是一种高稳定性、简单有效的测温方法,本研究为爆炸场温度测试提供了切实可行的解决方案。     

金属电爆炸等离子体辐射温度测量

为了研究金属电爆炸现象,采用多通道光学高温计对金属桥箔和金属桥丝电爆炸产生的等离子体光谱辐射亮度进行了测量.根据普朗克黑体辐射定律,计算了金属桥箔和桥丝电爆炸后,等离子体产物的辐射温度.桥箔电爆炸等离子体的最大辐射亮温度约在3.0×104K～4.5×104K之间,桥丝爆炸等离子体的最大辐射亮温度约在2.3×104K～3.50×104K之间.     

充填抑爆材料油箱的烤燃性能

为研究烤燃对不填充和填充球形抑爆材料燃油箱的破坏效应,正确评估抑爆球的阻燃抑爆效果,模拟车辆、飞机的燃油箱受到炙烤的场景,对盛装-10号柴油(-10PD)、喷气燃料(RP-5)的油箱进行烤燃实验,并采用摄像机、高速照相机、红外热成像仪和热通量计等分别记录和测量了油箱的烤燃过程及其产生的喷射火球尺寸、表面温度和热辐射参数。结果表明:油箱在烤燃过程中将产生喷射火,甚至发生蒸气云爆炸,其破坏效应主要表现为喷射火球的热效应。对于填充抑爆球的-10PD、RP-5油箱,其油料受热初始燃烧的时间分别延迟了48 s和121 s,喷射火球的最大截面积分别减小了65.72%、42.44%,表面最高温度分别减小了26.13%、12.66%,其热通量伤害后果也明显减小。     

乙醇辅助碳氢燃料催化吸热反应

先进飞行器对燃料的冷却能力提出了苛刻的要求,迫切需要开发高性能吸热燃料和反应技术。基于醇类可以促进重油裂解提高低碳烯烃选择性的特性,提出乙醇辅助碳氢燃料催化吸热反应的研究设想。采用浆液涂敷法在高温合金管上制备了多种涂层催化剂,在电加热单管反应装置上评价了乙醇辅助碳氢燃料催化吸热反应性能。研究发现,在400~600℃的中低温条件下,乙醇可以在镍修饰的ZSM-5分子筛涂层催化剂作用下脱水生成乙烯,510℃时热沉提高约20%;在更高温度时,乙醇脱除的水可以参与蒸汽重整反应促进燃料吸热;而均相添加剂可以进一步与涂层催化剂协同作用,抑制结焦生成,将体系工作温度提升至791℃,获得3.71 MJ·kg^-1的热沉。     

环形燃烧室中凹腔对C2H4/Air旋转爆轰流场影响的数值模拟

为研究环形燃烧室中凹腔对旋转爆轰流场的影响,通过在开源计算流体动力学软件OpenFOAM框架内求解Navier-Stokes方程,对C₂H₄/Air旋转爆轰燃烧室（RDC）进行三维数值模拟研究。保持进气总压为0.6 MPa,分别在总温300 K、600 K和800 K条件下对比同轴圆环形和凹腔基环形两种构型RDC的主要流场特征,研究凹腔对旋转爆轰波传播特性的影响,定量分析不同热释放速率下消耗的燃料占比,对比了不同热释放速率下消耗的燃料比例。结果表明：对于凹腔基环形RDC,在凹腔内存在回流区,导致在凹腔上游流速缓慢,但在凹腔收缩段流动明显加速,RDC出口的面平均马赫数大于与之对应的同轴圆环形RDC;受燃料向RDC出口和凹腔内壁方向侧向膨胀的影响,相对于同轴圆环形RDC,爆轰波在凹腔基环形RDC中传播时具有更高的速度亏损;部分新鲜燃料与燃烧产物在凹腔内混合,提高了爆轰波波前反应物的温度;在相同进气条件下,同轴圆环形RDC以爆轰形式消耗的燃料占比更多。所得研究结果对RDC的结构设计和优化具有一定的指导意义。     

石蜡燃料的燃烧性能与其化学组成的关系

为了研究石蜡的燃烧性能与其化学组成之间的关系,针对54~#、58~#、62~#和66~#4种粗晶石蜡开展了气相色谱分析,并测试了4种石蜡的燃烧热和在氧气流中的瞬时退移速率,同时利用N ASA-C EA软件计算了4种石蜡燃料不同氧燃比下的能量特性。结果表明:54~#、58~#、62~#和66~#4种粗晶石蜡的平均分子式分别为C_(26.40)H_(54.80)、C_(27.59)H_(57.18)、C_(28.02)H_(58.04)和C_(32.11)H_(66.22),正构烷烃含量分别为92.79%、89.44%、88.36%和84.55%;平均碳数n越大、正构烷烃含量越小的石蜡其燃烧热越低;随着平均碳数n值的增大以及正构烷烃含量的降低,石蜡的退移速率降低。NASA-CEA程序计算得到4种石蜡的能量特性受其化学组成的影响很小,其最佳氧燃比均为2.7,对应的理论比冲约为354 s,绝热火焰温度约为3600 K。     

一种非理想多相共存体系平衡的通用计算方法

基于最小自由能法,给出了一种适用于复杂的非理想、气液固三相共存、电解液或非电解液混合物的相平衡通用计算方法.根据热力学基本关系式,在多组分体系中元素和电荷守恒的约束条件下,最小化吉布斯自由能,通过SQP方法来解此有约束的非线性优化问题,通过迭代法求解反应后的温度.平衡计算结果包括温度、密度、组分浓度等.某新型热动力系统中采用的Li/SF6高能液体金属燃料,应用本文方法,获得了相平衡计算结果.     

聚甲基丙烯酸甲酯在固体燃料冲压发动机中的燃面退移速率影响因素研究

采用数值计算与实验研究相结合的方法,对聚甲基丙烯酸甲脂（PMMA）在固体燃料冲压发动机中的燃速影响因素开展了研究。重点分析了来流空气质量通量和固体燃料装药内径对PMMA燃料平均燃速和局部燃速的影响。研究表明：固体燃料表面的温度、热流密度和局部燃面退移速率沿轴线方向均呈现先逐渐增大后逐渐减小的趋势,极值出现在回流区末端的再附着点附近;固体燃料表面的局部燃面退移速率随装药内径增大而减小,但随空气质量通量的增大而增大;燃料平均燃速与来流空气质量通量呈幂函数递增关系,与固体燃料装药内径呈幂函数递减关系;数值计算和实验得到的影响变化规律吻合较好,但计算值比实验值稍微偏高,最大误差不超过10%. 研究结果对固体燃料冲压发动机燃烧室的优化设计具有重要的参考价值。     

固体燃料超燃冲压发动机燃烧室的数值仿真

基于一种固体燃料超燃冲压实验发动机的实验数据,使用数值模拟软件分别对超燃冲压发动机燃烧室的初始状态以及启动后的燃烧流动进行数值模拟。采用用户自定义函数方式给定PMMA燃料进口边界。数值模拟结果显示:燃烧室流场特性分布符合理论分析;燃烧室固体燃料壁面的燃料退移速率与实验数据有一定差异,但是整个燃面沿轴向的燃速分布规律与实验值近似;沿轴向的燃面附近的压力分布与实验结果较为吻合。研究结果表明:该数值计算模型较为合理,对固体燃料超燃冲压发动机的理论研究具有一定参考价值。     

DDC2000柴油机的电控单体泵高低压油路耦合试验

针对DDC2000柴油机用的电控单体泵，进行了电控单体泵高低压油路的耦合实验；分析了电控单体泵燃油系统高压回油对低压油路的供油影响和低压油路对单体泵高压喷射特性的影响。实验与分析结果表明：如果低压油路在单体泵供油过程中出现压力突变将导致高压喷射循环变动较大，产生喷射不稳定；随转速增加，低压油路压力突变的问题趋于严重；提高低压油路的供油压力将有助于改善单体泵的供油过程，防止出现供油压力突变，提高单体泵喷射的循环稳定性；不同转速下对应的临界供油压力不同，该压力随转速提高而增加。     

活性破片撞击油箱毁伤行为与机理

为分析活性破片动能与化学能耦合作用下的引燃毁伤行为,开展活性破片作用油箱毁伤效应研究。采用实验与理论分析相结合的方法,对活性破片作用于不同注油量油箱典型毁伤模式及毁伤机理进行探究。实验结果表明：活性破片作用于非满油油箱时,806~1 331 m/s速度下活性破片均引发油箱内油气层闪燃,但液体燃油均未发生持续燃烧;活性破片作用于满油油箱时,若撞击速度从855 m/s增加至1 225 m/s,则典型毁伤模式依次为油箱穿孔、焊缝开裂、泄漏燃烧和解体燃烧。基于实验结果与活性材料冲击响应特性,揭示了活性破片作用油箱毁伤机理;结合活性材料能量释放特性,建立了满油油箱结构失效分析模型,模型结果与实验结果吻合较好。     

飞机燃油箱油气空间引燃概率函数预测模型

为研究飞机燃油箱的引燃概率函数,通过开展弹丸射击模拟油箱靶标的弹道实验,得到弹丸在不同速度下引燃油箱的情况.提出燃油箱冲击毁伤标准(BC标准),并在实验研究的基础上通过Logistic回归分析得到了飞机燃油箱油气空间引燃概率函数预测模型.研究结果表明:基于BC标准的油气空间引燃概率函数对引燃概率的预测值与经验公式预测值...