烟火类与复合类底排药减阻性能比较

给出烟火类和复合类底排药减阻率、环境压力效应、旋转效应等性能比较,指出采用合理配方的烟火底排药可进一步提高减阻增程率．     

栅格翼翼身组合体超声速滚转阻尼特性

为了研究栅格翼翼身组合体超声速的滚转阻尼特性,采用求解定常状态N-S方程的方法,对超声速阶段栅格翼翼身组合体在有攻角时的滚转阻尼特性进行了数值研究,并且与平板翼翼身组合体的滚转阻尼特性进行了比较.对平板翼翼身组合体的数值模拟结果与实验值的误差较小,该方法可作为研究复杂翼身组合体滚转阻尼特性的数值计算方法.计算结果显示在所研究的攻角范围内,栅格翼翼身组合体的滚转阻尼导数随马赫数的增加出现2次转折,Ma=2.5时出现严重的气流壅塞现象;滚转阻尼导数随攻角的增大而减小,背风面栅格翼受组合体分离流的影响较大.     

底排冷空气排气参数对模型底部流场的影响

论述了底排冷空气条件下，排气率和排气口尺寸对模型底部中心线上压力分布和速度分布的影响．由实验结果可以看出，排气率和排气口尺寸对减阻率的影响主要是通过改变底部回流区的结构，进而影响混合层与外流的相互作用来实现的．     

喷咀轴向位置对复合增程弹气动特性的影响

底排-火箭复合增程弹分置式布局,即底排装置设置在弹底,火箭助推装置设置在弹丸前端的弧形段部分,是一种特别适合于子母弹的先进布局方式。文中对火箭喷咀轴向位置的变化对分置式结构底排-火箭复合增程弹气动特性影响进行了风洞实验研究。实验Ma数为2.0和3.0,迎角为0°～6°,喷流压力比为0～189.6,喷流介质为冷空气,喷咀倾角30°,喷咀数量4个,喷咀轴向位置有三种,分别位于弹丸肩部、头部弧形段和圆柱部。实验研究结果表明:喷流后喷咀轴向位置位于弹丸肩部时弹丸阻力系数和俯仰力矩系数下降幅度最大,而升力系数及压心系数增加幅度最大,底阻增加幅度最小,是最有利于飞行的一种布局方式。     

非对称×形折叠翼巡飞弹气动特性数值研究

为了研究非对称×形折叠翼巡飞弹的气动特性,在保证弹径、弹长、舵翼的弦长和暴露展长相同的情况下,分别开展了对称×形折叠翼气动布局与非对称×形折叠翼气动布局巡飞弹气动特性的数值模拟,对比了两者侧向力系数、滚转力矩系数、升力系数以及阻力系数,发现与×形翼气动布局相比,非对称×形折叠翼气动布局产生了侧向力与滚转力矩。进一步分析了非对称×形折叠翼气动布局产生侧向力与滚转力矩的原因。结果表明:在亚音速条件下,非对称×形折叠翼气动布局的升力系数与阻力系数随着攻角和马赫数的增大而增大; 非对称×形折叠翼气动布局由于舵翼沿着弹身是非对称布置的,导致了非对称的气动干扰,从而产生了侧向力和滚转力矩。非对称×形折叠翼气动布局的侧向力系数随着马赫数的增大而增大,随着攻角的增大呈现先增大后减小再增大的趋势,滚转力矩系数随着攻角和马赫数的变化较为复杂。     

LNG冷能用于O_2/H_2O富氧燃烧碳捕获系统的模拟研究

目前的天然气发电系统以富氧燃烧(O_2/CO_2循环燃烧)为主,其空分制氧以及碳捕获能耗过高,导致发电效率明显降低;较之于前者,O_2/H_2O燃烧系统作为新一代的Oxy-combustion燃烧方式系统,污染物排放量更低,但其燃烧过程仍需采用空分制氧,CO_2的压缩耗能依然较高。为此,构建了一套将LNG冷能用于O_2/H_2O富氧燃烧的碳捕获系统,并建立了该系统的数学模型以计算其热效率、效率,在此基础上开展与同样利用LNG冷能进行碳捕获的COOLCEP系统的对比分析。结果表明:(1)该系统采用高压燃烧方式,以水作为燃烧循环工质,同时对LNG采用梯级利用方式,降低了空分制氧和碳捕获系统的能耗,提高了系统的发电效率,同时以低成本完成了碳捕获;(2)该系统的热效率和效率随燃气轮机进口温度升高不断提高,在循环水量和燃烧压力分别为13.5 kmol/s和1.6 MPa、燃气轮机进口温度达到1 328.1℃时,热效率达到最大值,系统热效率、效率分别为57.9%和42.7%;(3)较之于COOLCEP系统,O_2/H_2O燃烧系统能耗明显降低,系统热效率、效率分别提高了6.3%、5.4%。     

弹丸头部喷流的风洞实验测试技术

主要阐述了弹丸头部喷流风洞实验中的实验方法、气动力干扰影响及预测方法。介绍了气动力测量、压力测量、底阻测量的关键技术及解决途径。     

底排性能的环境压力效应

环境压力是影响底排性能的重要参数之一。由风洞实验获得来流压力、M数及排气参数等对复合底排药减阻性能的影响，以及药剂燃速和排气温度随静压的变化，并对变化的机理进行了分析。     

小长细比制导火箭提高操纵性气动布局研究

为了在保证小长细比火箭具有静稳定性的同时进一步提高操纵性,平衡静稳定度与操纵性的矛盾,在原有弹箭模型基础上加装反安定面后对2种模型进行数值仿真,分析了反安定面对全弹流场以及气动特性的影响。各部件气动分析结果表明:全弹法向力系数提高了2%～3%,静稳定度下降,压心向质心靠近; 全弹法向力使得法向过载提高,全弹机动性得到提高。加装反安定面之后使弹头部法向力提高,在一定攻角范围内上尾舵受洗流干扰严重,使上尾舵法向力效率有所降低,尾部升力减小,降低了静稳定度,两部分同时作用使全弹操纵性显著提高。     

头部喷流对弹丸气动性能的影响

采用风洞实验方法 ,研究头部火箭喷流对弹丸气动性能的影响 .实验马赫数为2 ,攻角α =0°～ 6° ,喷咀倾角θ=30° ,喷流压力比 poj/ p∞ =0 ～ 10 2 6 ,喷流介质为冷空气 ,实验结果表明 ,随着 poj/ p∞ 增加 ,弹丸前体阻力系数CF 下降 ,升力系数CY 上升 ,压心 XCP 明显后移 ,头部喷流对弹丸静态气动特性产生有利影响