运载器铝头罩分瓣分离性能研究

用线型铅管聚能切割索实现运载器铝头罩分瓣分离,能否满足为导弹及时让开飞行通道的指标要求,是运载器头罩设计的关键问题之一。采用数值计算和性能试验的方法研究了头罩的分离性能。结果表明：理论计算值与试验实测数据基本相符,可以作为头罩分离性能是否满足指标要求的依据。     

基于非结构嵌套网格的低空大动压头罩分离数值模拟

为准确模拟低空大动压恶劣环境下头罩分离的全过程,利用多面体非结构动态嵌套网格技术,耦合求解雷诺平均纳维-斯托克斯控制方程(Naiver-Stokes equations, N-S)和六自由度运动方程(6-Degrees of Freedom, 6-DoF),实时计算头罩分离过程中的刚体与流体相互耦合的动态分离运动。结果表明:采用数值模拟方法可得到清晰直观的分离轨迹,同时需合理配置主动分离力大小、作用行程、质心位置才能保证头罩分离安全;随着头罩分离张角的增加,高速气流进入头罩并在头罩和飞行器本体之间的间隙出现"填充-滞止-泄流"流动现象,直接影响头罩气动力变化。     

气动热环境下高速飞行器光学头罩光传输分析

气动热环境下,光学头罩由于受到气动热和热应力的作用,产生形变且其光学性质发生改变,进而影响到光学头罩内红外辐射光线的传输,使得头罩光学系统成像质量下降,最终将影响高速飞行器的制导精度。以红外成像在高速飞行器上的应用需求为背景,对头罩内光传输进行了数值仿真,得到了头罩光学系统在气动热环境中各项光学评价函数。     

整体式头罩分离运动轨迹可靠性分析

针对导弹整体式头罩分离运动过程,为了获得不同工况下头罩分离轨迹的可靠度,采用最小二乘方法拟合罩体运动轨迹曲线,通过多元线性回归方法建立拟合参数与飞行状态参数间关系;建立了安全边界方程,利用蒙特卡洛方法计算罩体运动轨迹的可靠度;考察了罩体运动过程中各随机变量变异系数对可靠度的影响;获得了整体式头罩分离运动的可靠性基本规律,为头罩分离机构设计和可靠性分析提供技术参考和有效方法。     

某头罩分离装置分离全过程仿真计算

为解决头罩分离抛射过程中计算复杂的问题,提出一种对其分离全过程的仿真计算方法。借鉴小型火箭 发动机的工作原理,通过燃气生成规律,建立分离装置的数学模型,分别对拉断螺钉剪断过程、头罩壳体运动过程 和头罩分离装置侧抛过程进行分析,对头罩分离装置内弹道和轴、径向分离速度进行仿真计算。仿真结果表明：该 方法对产品的设计具有参考价值,可以节约研发成本和研制周期。     

稠密大气层内火箭头罩动态分离过程数值模拟

利用弹簧近似和网格局部重构相结合的非结构动网格技术,耦合求解Euler方程及6DOF弹道方程,时间方向采用四步Runge-Kutta方法,空间方向采用改进的Barth和Jespersen通量限制器的通量矢量分裂方法,数值模拟稠密大气层内、超声速飞行状态下、内部有冲压发动机的火箭头罩分离动力学过程.研究结果表明,头罩开启过程中,高动压会产生严重的气动力扰动;头罩脱离火箭进入自由飞行状态以后,分离过程中气动力比惯性力大几个数量级,导致头罩的运动特性完全由气动力控制,姿态变化剧烈,分离存在很大风险;采用质心后移分离方案可行.     

CZ-2F返回舱和逃逸飞行器分离试验技术

较详细地叙述了CZ-2F返回舱和逃逸飞行器的地面分离试验方法、试验过程、上下回收装置设计和防火措施,对试验情况和测量结果进行了分析总结.     

均匀试验设计法在高超声速飞行器外形设计中的应用

阐述了在进行高超声速飞行器外形设计中,应用试验设计方法的必要性.简要介绍了均匀试验设计原理和高超声速飞行器设计要求,应用均匀试验设计法对高超声速飞行器外形参数进行试验,建立一组回归方程,并给出优化设计值,达到提高飞行器气动性能的目的.     

美国高超声速飞行器级间分离控制技术研究

高超声速飞行器采用复杂气动外形,级间分离过程中飞行动压比较大,存在非常强的气动力干扰作用,使得高超声速飞行器级间分离控制成为了亟待解决的关键问题。以美国航天飞机、X-43A、Ares I火箭为例,介绍了美国在高超声速飞行器级间分离控制技术方面的研究成果,包括分离方案、控制策略、仿真分析、飞行试验结果等。     

基于安全包络的分离系统设计

对飞行器分离过程中上面级和下面级的安全距离问题进行了研究,提出了基于安全包络的分离系统安全距离设计方法,并通过分离计算数值仿真对该方法的正确性进行了验证.基于安全包络的分离系统设计技术优化了分离系统设计方案,提升了分离系统设计水平,在飞行试验中取得了良好的应用效果.     

飞行器火工品加速贮存寿命试验与评估方法

飞行器火工品是一种高可靠长寿命产品,为提高小样本量下飞行器火工品贮存寿命评估精度,通过对贮存寿命影响因素进行分析,建立了加速贮存寿命模型以描述火工品贮存寿命与贮存温度的关系,并将感度试验和加速试验相结合,给出了一种适用于飞行器火工品的加速贮存寿命试验与评估方法。依据火工品加速后的感度试验数据,基于广义线性模型给出了感度分布参数的极大似然估计,进而根据参数估计的渐近正态特性对飞行器火工品进行了贮存寿命评估。将该方法应用于某飞行器火工品。通过利用样本量约为150、周期约为40天的试验获得的数据,可对贮存寿命要求为15年以上的飞行器火工品进行有效评估。     

超细炸药粉体性能及其应用研究进展

综述了超细炸药粉体的性能及应用研究现状.对超细炸药性能变化进行了分析,表明超细炸药粉体及PBX配方具有机械撞击感度低、冲击波感度高、爆速增加、高压短脉冲起爆感度增加、传爆性能变好等特性.对今后超细炸药粉体研究、应用进行了展望,提出今后的研究方向是充分发挥多学科优势,进一步开展超细炸药粒子制备、粒子活性保护、粒子分散技术及作用机理的研究,以获得具有实际应用价值的超细炸药粉体及配方.     

基于直接升力的空中加油对接飞行控制

为解决传统空中加油对接过程中受油机纵向轨迹跟踪控制存在时间滞后的问题,提出一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法.采用非线性L1制导的方法生成横纵向加速度指令,设计2种直接升力方案对受油机纵向轨迹控制加以改进,采用动态逆方法对姿态回路设计,通过扩张状态观测器对动态逆内回路进行补偿.仿真结果表明:采用的2种方案均能消除纵向轨迹跟踪的时间滞后,实现受油机纵向轨迹的快速响应,完成空中加油的成功对接.     

温压炸药爆炸冲击波在爆炸堡内的传播规律

为研究温压炸药爆炸冲击波在有限空间的传播特征,在爆炸堡中进行400 g RDX/Al/AP(高氯酸铵)/HTPB(端羟基聚丁二烯)温压炸药的爆炸实验,通过压力测试系统得到冲击波在地面和空中的超压时程曲线,以JWL-Miller方程作为爆炸产物状态方程,采用AUTODYN软件对爆炸过程进行了数值模拟,并用数值模拟结果研究冲击波在爆炸堡内发生正反射和斜反射。结果表明,数值模拟得到的冲击波形态、峰值及作用时间与实验测试结果吻合较好,Miller余项能够较为合理地描述含铝温压炸药的后燃特征。正反射发生在装药的地面投影点,反射波峰值达到入射波峰值的3.3倍;斜反射包括规则反射和马赫反射,冲击波入射角小于40°时,在地面形成规则反射,反射波峰值约为入射波峰值的2.5倍;冲击波入射角大于40°时形成马赫反射,马赫波峰值约为入射波峰值的1.2~1.6倍;在侧壁及穹顶发生规则反射。在几何对称轴上发生聚焦现象,聚焦点冲击波超压高于2200 k Pa,达到该点入射冲击波超压的4.3倍,增强了爆炸堡内冲击波,提高了温压炸药的毁伤能力。     

某引信及其等效构件的慢速烤燃研究

为研究引信传爆序列的烤燃特性,建立简化的等效模型,以装填1,1-二氨基-2,2-二硝基乙 烯（FOX-7）导爆药和传爆药的某引信为研究对象,进行升温速率为3.3 ℃/h的烤燃试验。设计两种等效方案,对两种等效构件进行相同的烤燃试验。在试验基础上建立等效构件的烤燃模型,通过数值模拟研究了传爆序列的点火顺序。运用传热学理论分析点火机理,解释了传爆药先点火的原因。结果表明：外壁底部温度为177.1 ℃时发生点火;两种等效构件响应结果与全引信响应结果相同,均为爆燃反应,且破片状态基本一致,等效方案可行;点火点在传爆药中心,传爆药燃烧引起导爆药发生爆燃反应;当导爆药与传爆药为同一炸药时,引信烤燃过程中一般为传爆药先点火。     

战斗部陆爆试验方法及安全防护

水中兵器爆炸能否达到对目标的毁伤,其战斗部起爆装置的起爆能力和主装药的爆炸完全性是关键因素。为了检验战斗部新型装药的爆炸完全性,通常应进行战斗部陆爆试验。介绍了水中兵器战斗部陆爆试验的基本方法,包括试验场地条件、试验项目、参试设备、测量参数、测量方法等,研究了试验安全防护问题,对如何设置爆炸防护墙、如何进行爆炸破片防护给出了具体方法,并给出了爆炸破片初速、破片数量及平均质量、破片动能等计算方法。     

装有易燃易爆药剂的封闭容腔高压充气焊接技术

为解决抛防弹做工时,药剂燃烧不充分对飞机挂架产生污染的问题,提出一种装有易燃易爆药剂的封闭 容腔高压充气焊接技术。根据产品工艺需要,结合被焊接产品的实际,通过介绍电阻焊焊接原理和相关方法,对充 气方法、焊接方法以及焊接的强度和安全性进行分析和测试,对高压自动焊接装置进行设计,实现了自动化焊接。 测试结果表明,该技术操作简单、安全可靠、快速高效。     

铝合金抑爆材料抑爆性能研究

在易燃易爆液、气体贮存器内装设抑爆材料后 ,可避免发生爆炸事故 ,因而抑爆材料可用于飞机、船舶、车辆油箱和其它易燃易爆流体贮存器。本文对自行研制的铝合金网状抑爆材料在不同留空容积和不同装设密度状态下的抑爆性能进行了研究 ,为该材料的安全使用取得了重要实验数据。