燃烧灰烬对可燃药筒特征量的影响

在利用密闭爆发器进行可燃药筒燃烧性能试验时会产生一些燃烧灰烬,不满足燃烧状态方程推导过程中“固体火药全部转变为气体产物”这一假设,而可燃药筒火药力、余容的处理方法即建立在此假设之上。针对此问题,使用该处理方法得到更准确的可燃药筒火药力、余容表达式以指导火炮内弹道设计,引入了一个与燃烧灰烬质量相关的修正系数,对该处理方法进行修正,并推导得出了火药力、余容修正后的求解式。针对某批次可燃药筒的爆发器试验,应用修正后的求解式计算出火药力、余容。计算结果表明:与原处理方法相比,考虑燃烧灰烬的影响对可燃药筒火药力修正量较小,但对余容的修正量较大。     

密闭爆发器压力损失对起始动态活度比的影响

为研究密闭爆发器试验压力损失对发射药起始动态活度比的影响,分别对未破碎发射药、低温和常温破碎硝胺发射药、破碎15/9发射药进行了起始动态活度比试验分析.根据实际试验条件与计算需求,采用能够修正密闭爆发器试验中燃烧全过程压力曲线的方法对不同破碎发射药试样的试验结果进行了压力修正,计算了压力修正前后破碎发射药的起始动态活度比的相对误差.分析结果表明,压力损失对发射药起始动态活度比的影响较小,在实际试验中可以依据实际条件选择是否进行修正.     

基于炸药力和余容的引信中雷管爆炸气体压力计算?

为定量分析引信隔爆安全性,综合常用的炸药爆轰参数计算方法和实测结果,运用基于炸药做功能力的计算方法,计算雷管在隔爆位置处爆炸的爆轰C-J参数和气体产物膨胀后压力。对炸药力进行了探讨,对余容进行了修正,使得该算法不仅适用于装药密度大于1 g/cm3,也适用于装药密度小于1 g/cm3的情况,爆轰参数计算结果与实测值最大误差约为10%。该计算方法可为引信隔爆机构设计提供理论参考。     

铜柱温度修正系数的研究

文中推导了铜柱在静压下的流动应力，分析了压力及温度对铜柱压后高的影响。根据分析结果，对铜柱静压实验数据进行分析，提出了基于压力的温度修正系数。根据文中提出的温度修正系数得到的压力与实测压力非常接近，精度比传统的温度修正系数高。     

一种基于铜柱测量的膛内燃气最大压力计算方法

为了研究内弹道过程中火药在膛内燃烧生成的燃气压力变化和分布规律,对铜柱测压实验的过程进行优化,并对实验结果进行修正。分析了采用铜柱测压器系统产生误差的主要原因。利用铜柱塑性状态的本构方程,建立了包括预压过程在内的铜柱测压器的数学模型,用以提高铜柱测压测量结果的准确度及简化实验流程; 对同时使用了电子测压器的铜柱测压器实验过程进行了计算机仿真,借助量纲分析及相似理论对计算结果进行修正,修正结果与电子测压器测量结果相符,证实了该文数学模型的可靠性。     

湿式多片式制动器带排转矩和响应特性的试验研究

以自行研制的适用于某型号装甲车的湿式多片制动器为对象,进行了湿式多片制动器的带排转矩试验和响应特性试验.分析了温度、转速、冷却油流量对带排转矩和带排功率损失的影响以及控制阀的流量对制动响应时间的影响,对传统的带排扭矩公式进行了系数修正.实验结论对湿式多片制动器的理论研究和结构设计具有一定的指导意义.     

基于加速度修正的弹底压力存储测试方法

针对弹底压力测试中,压电式压力传感器的加速度效应影响测试精度,提出了基于加速度修正的弹底压力存储测试方法。该方法利用锤击试验获得了压电传感器响应与加速度成线性关系,从而求得加速度效应灵敏度系数来修正实测中的弹底压力值。实验表明:膛内过载高达上万g,由加速度效应产生的影响不可忽略,通过采用获取压电传感器的加速度值修正其加速度效应的方法可以有效排除加速度效应的影响。     

低压环境下放气系统压降特性分析

针对低压环境下放气系统的结构设计，建立了基于开口放气系统的容器压力变化公式，并结合实验结果对带长细导管的放气系统的压力变化规律进行了系数修正，理论计算和实验结果对比表明，在低压环境下，理论推导公式具有较好的准确性。将该公式与放气系统放气过程的多维流场模拟结合，可达到简化计算过程，缩短计算时间目的。     

密闭爆发器实验过程中的热散失修正研究

针对密闭爆发器实验过程中压力迅速变化的特点,提出考虑压力因素的热流密度方程,建立密闭爆发器实验中内壁传热的一维半无限大传热模型,推导出实验过程中的传热表达式,并使用该模型对双芳-3(SF-3)、太根(TG)及含黑索今5%(TD-15)和含黑索今30%(TD-30)的三基发射药密闭爆发器实验结果进行了实例验证.结果显示该模型修正出的总热散失与理论值的误差在10%以内,对双芳-3发射药修正得到的燃速压力指数(0.9864)接近该发射药的期望值(1).     

对空探测系统可探测概率模型研究

为了对探测系统的空情探测能力做出科学评价,运用排队理论,分析探测器系统对持续空情目标的负荷能力,建立了损失制和有限等待制排队系统下可探测概率的参数模型.通过进一步分析真实战场环境对探测系统可探测概率的影响,给出了探测系统对真实战场环境适应能力量度,并对所建立的可探测概率模型进行修正.通过仿真计算,分析服务强度、服务通道数对系统处理各类强度目标流能力的影响,得到多种情况下的系统可探测概率.     

变余容Nobel-Abel方程

本文指出了目前内弹道中普遍使用的定余容Nobel-Abel状态方程的局限性,讨论了将余容作为密度或温度函数,得到了变余容的Nobel-Abel方程。最后,本文还给出了各种不同火药在燃烧以后其余容随密度或温度变化的函数关系。     

硝酸铵对发射药能量性能的影响

研究了硝酸铵对发射药爆温、爆热、火药力、余容、比容的影响.采用最小自由能法,对发射药的能量参数进行计算;采用密闭爆发器法测定了硝酸铵发射药的火药力和余容;采用绝热法测定了硝酸铵发射药的爆热.计算结果表明: 硝酸铵含量分别为58.49%、50.07%和43.13%时,发射药的爆热、爆温、火药力分别达到最大值4743.2 kJ·kg-1、 3075.9 K和 1049.6 kJ·kg-1.试验结果表明: 硝酸铵发射药与单基药相比,硝酸铵含量50.0%,爆热增加了23.6%,硝酸铵含量40.0%,火药力增加5.0%.随着硝酸铵含量增加,硝酸铵发射药的爆热、火药力符合理论计算的规律.     

轴对称超空泡流振动频率特性

针对复杂超空泡系统微分方程求解困难的问题,提出了一种研究超空泡稳定性的方法,根据Logvinovich截面独立扩张原理,建立了空泡非定常流动模型,再由气体状态方程,将空泡内气体的体积与空泡内气体的压力建立函数关系,经过理论推导,得出空泡内压力的微振方程。通过对压力微振方程的求解,得到超空泡流的振动频率特性。结果表明,空泡的稳定性与动力学相似参数有关,当把该动力学相似参数控制在一定范围内时,空泡在运动过程中是稳定的,否则空泡的稳定状态就会被打破,使空泡破灭。该方法有助于更好地掌握超空泡技术,为工程实践提供理论支撑。     

高压弹射装置内弹道建模与计算

针对压力和温度大范围变化条件下的高压空气弹射装置,基于改进的对应态维里方程, 建立了内弹道模型。计算了改进的对应态方程的第二及第三维里系数,并以截断到第三维里系数的体积级数形式的维里方程为基础,推导了比热力学能及比焓的解析表达式,获得了动态的热力学参数。进行了数值求解,给出了高低压室的热力学参数变化规律、导弹过载系数及速度。数值实验表明:压缩因子达到1. 107,高压室温度和压力的减小值大于理想减小值,高压空气的综合做功能力偏离理想气体,真实气体效应研究必不可少。     

定容燃烧器法热损失率不确定度分析

定容燃烧器法是一种测试高压下固体推进剂燃速特性的方法。定容燃烧器法工作过程中散热损失是影响燃速测试精度的主要因素。推导了热损失率计算方程,分析了各因素对热损失率的影响;建立了热损失率测试结果的不确定度评定方法,并对测试结果进行了不确定度评定。研究表明,推进剂试样燃面、燃气定容比热、燃气压强、燃气温度是影响热损失率不确定度的主要因素,其中燃面是影响热损失率不确定度的最大因素;后续实验中必须提高推进剂试样尺寸加工精度,减小推进剂试样燃面误差。     

水下对转桨非空化线谱噪声分析与数值研究

为了研究水下对转桨非空化状态的目标特性,分析了对转桨非空化线谱噪声的产生机理,其产生机制是前后桨干涉作用和周向谐波流场作用。利用广义声类比方程,将这两种机制引起的升阻力作为噪声源,推导了水下对转桨远场声压表达式,分析了线谱预报频率以及声压的方向性,得到了强弱线谱出现的条件。研究发现：预报的线谱频率可用f=sAPF+pBPF₁+hBPF₂表示;声压辐射呈“8”形分布;干涉作用和周向流场作用的贝塞尔函数是否取峰值是强弱线谱出现的必要条件。数值计算方面,利用RNG k-ε湍流模型、滑移网格模型结合FW-H方程对对转桨进行非空化数值模拟,结果表明：在对转桨水动力性能预报方面,RNG k-ε湍流模型比Realizable k-ε湍流模型精度更好;噪声性能预报方面,该方法得到的对转桨非空化线谱频率以及声压方向性与理论结果非常吻合。     

高压油管结构对电控单体泵燃油系统性能的影响

利用复杂系统建模与仿真AMESIM软件建立电控单体泵燃油系统一维液力仿真模型,并进行了试验验证。通过对不同高压油管结构参数的燃油系统进行仿真研究,分析高压油管长度、内径及内壁粗糙度对单体泵供油压力、喷油压力及循环喷油量等燃油系统性能参数的影响。结果表明,高压油管结构变化引起系统高压容积、流通阻力、节流损失、流动损耗的综合作用是影响系统性能的主要原因,油管长度过长或内径过小会引起系统性能不规律变化。     

基于亚历山大效应测量固体火箭发动机燃气温度

介绍了亚历山大效应测温原理,通过数值仿真研究了发动机尺寸与热损失对燃烧室轴心温度的影响,组建了基于亚历山大效应的火箭发动机燃气温度测量系统。测量了铝含量为1%,9%,17%的复合推进剂在0.1 MPa下燃气温度、发动机工作压强为5 MPa时燃烧室内燃气温度和喷管出口处燃气温度。结果表明:发动机直径与热损失对燃烧室轴心温度的影响可忽略;基于亚历山大效应测温法在室压下测得燃气温度分别为2857,3109,3284 K,理论计算燃气温度分别为2712,2891,3049 K,即随着铝含量的增加,实测燃气温度和理论燃气温度都增加;测得发动机喷管出口燃气温度为2200 K,与理论计算的2278 K较吻合;透明玻璃窗在发动机工作过程中受到燃气污染,导致测得的燃烧室气体温度分别为2300 K和2450 K,低于理论计算的3190 K和3450 K,必须进一步改进高温测量系统,使之能精确测量火箭发动机燃气温度。