节流孔对分离螺母火工冲击的影响

为避免航天器因受到火工分离螺母作用时的高冲击载荷而发生故障,采用节流孔来抑制分离螺母分离作用时的冲击响应.研究在分离螺母燃气通道上设置了Φ2、Φ4 mm和Φ6 mm三种孔径的节流孔,同步测试不同节流孔的分离螺母在分离过程中的压力、加速度和预紧力,分析分离螺母的作用过程.根据作用过程中的先后顺序将冲击载荷解耦为火药作用、预紧力释放和活塞撞击三类冲击源.将得到的时间-加速度(a-t)曲线转换为冲击响应谱,并计算每种冲击源的贡献,以获得节流孔孔径与冲击响应的关系.结果表明:采用三种节流孔时,在500～10000 Hz的频域内,火药作用激起的冲击响应的贡献为8.3％～11.0％;预紧力释放激起的冲击响应的贡献为44.0％～51.5％;活塞撞击激起的冲击响应的贡献为40.2％～45.0％.分离过程的最大冲击响应分别为:1416 g(Φ6 mm)、1251 g(Φ4 mm)和852 g(Φ2 mm).可见,采用节流孔可以有效抑制分离螺母的冲击响应.     

金属橡胶隔振器对火工分离螺母冲击响应的影响

为避免航天器受到火工分离螺母作用时的高冲击载荷而造成故障,采用金属橡胶隔振器抑制分离螺母内活塞撞击所激起的冲击响应.通过在分离螺母活塞运动末端安装大刚度、中刚度和小刚度三种金属橡胶隔振器,分析500～10000 Hz的频域内的冲击响应谱.结果表明,金属橡胶隔振器的冲击抑制效应主要发生在3000 Hz以上的频段上,5000 Hz以上的频段的冲击抑制效果最为显著.使用小刚度隔振器后使最大加速度响应从1330 g下降至852 g,分析频域内的最大降幅为675 g@5993 Hz;使用中刚度隔振器后的使最大加速度响应从1530 g下降至1251 g,分析频域内的最大降幅为539 g@9514 Hz;使用大刚度隔振器后的最大加速度响应从1697 g下降至1416 g,分析频域内的最大降幅为281 g@8476 Hz.使用金属橡胶隔振器实现了较好的冲击抑制效果,对于火工作动装置的降冲击设计提供了一种可行的方法.     

大长径比中心炸管式抛撒定容阶段两相流模拟

针对中心炸管式抛撒系统的定容阶段点传火、抛撒药燃烧作用过程,建立了理论模型并对其进行了仿真计算。鉴于点传火管里无装药且长径比较大,建立了一维纯气相模型,针对燃烧室内抛撒药燃烧过程,建立二维轴对称两相流模型,并通过能量交换将二者耦合。采用CE/SE方法编制了内弹道计算程序并进行了仿真计算,仿真计算结果与试验结果基本一致,验证了该文所建立的数学模型及相应的数值方法的正确性。仿真结果分析表明:无装药且长径比大的点传火管点传火过程较慢,但点火一致性良好,能够均匀释放点火能量,保证燃烧室内火药燃烧过程平稳可靠。     

弹翼展开燃气作动筒内弹道预估技术

为了有效控制弹翼展开过程,针对燃气作动筒的内弹道工作现象和过程进行了研究。以经典内弹道模型为基础,基于matlab软件编制计算程序,完成弹翼展开过程燃气作动筒的数值仿真;通过与试验结果进行对比,验证了所建模型的合理性,从而为现有燃气作动筒的结构设计提供理论指导依据。     

一种无起爆药撞击火帽的输出特性

用50%50 nm Ti和50%5μm KClO_4组成的非起爆药装药设计了一种无起爆药撞击火帽。采用模拟实验和高速摄影技术对该种无起爆药撞击火帽的输出特性进行了研究。实验结果显示,当Φ1.0 mm的击针撞击火帽时,其火帽中药剂的反应形式为缓慢燃烧;当Φ1.7 mm的击针撞击火帽时,火帽中药剂的反应形式为爆燃;当Φ3.0 mm的击针撞击火帽时,火帽中药剂的反应形式为爆炸。当以缓慢燃烧形式反应时,火帽输出的火焰强度很弱,炽热残渣为0,50%,特性点火距离为0。当以爆燃形式反应时,火帽输出的火焰持续时间约为250μs,炽热残渣为12.9 mg,50%特性点火距离为94 mm。当以爆炸形式反应时,火帽输出的火焰持续时间约为50μs,炽热残渣为7.7 mg,50%特性点火距离为52 mm。而同配方系列中的含叠氮化铅、50 nm Ti和5μm KClO_4组成的起爆药装药撞击火帽,只有一种反应形式——爆炸,其火帽输出的火焰持续时间约为50μs,炽热残渣为6.5 mg,50%特性点火距离为32 mm。无起爆药撞击火帽以爆燃形式发火时,其点火性能优于其同配方系列中的含起爆药撞击火帽。     

楔块式火工分离机构的设计与强度校核

对一种为高速导弹设计的楔块式火工分离机构的薄弱环节进行了受力分析与强度校核,基于失效分析方法得到内筒螺纹段是影响分离机构总体载荷强度的关键,其最大承载力为21.6kN;通过对该机构进行分离能力与承载力试验,得到其分离时间为1.2ms左右,平均最大承载力为21kN左右。试验表明理论强度校核方法能准确估算出机构的最大承载力,可为类似航天器火工装置的设计提供有益参考。     

某型运载火箭一子级动力系统试验尾流辐射场的数值模拟

采用计算流体力学（CFD）技术,对某型运载火箭动力系统试验时尾流辐射场进行了数值模拟。计算采用氢氧单步燃烧反应模型,标准k-ε湍流模型获得燃烧流场,同时利用P1辐射模型法考虑热辐射的影响,并引入灰气体加权模型确定气体介质的辐射特性。仿真结果同试验结果进行了对比分析,结果表明,箭体底部的换热方式以辐射换热为主,P1辐射模型可以有效地预测火箭发动机尾流辐射场。     

电动汽车车内噪声统计能量分析预测与控制

针对某电动汽车车内中高频噪声问题,建立了整车SEA模型,确定了模型的基本参数和激励输入,通过仿真与试验的对比,验证了SEA模型的准确性.通过对车内声腔的功率输入分析,得到了对车内噪声贡献较大的车身板件子系统,通过对这些板件施加声学包装设计并进行多目标优化,得出最优的声学包装方案.通过对比优化前后车内噪声仿真分析结果,表明该声学包装设计方案可以有效降低电动汽车车内中高频噪声,400～2 000 Hz频段内的降噪效果明显,总声压级降低了1.69 dB.     

一种迫击炮内弹道模型与仿真

迫击炮由于具有特殊的装药结构而有着不同的内弹道过程,为了仿真迫弹尾管与主药室之间的燃气交换导致的附加装药点火过程,将主药室与尾管视为高低压区,建立了两者间气-粒流动的物理模型,该模型考虑了气体交换时传火孔的状态,能够精确刻画气体交换和基本装药燃烧过程,在此基础上推导了能量方程与气体状态方程,构建了新型迫击炮零维内弹道模型。针对某120 mm迫击炮结构及全装药进行了数值计算,得到了迫击炮内弹道参数的变化规律,分析了基本装药颗粒流量和主药室内的能量变化过程,并与试验数据进行了比较,得到膛内压力误差为0.04%,弹丸初速误差为0.02%,表明了仿真值与试验值具有很好的一致性,验证了模型的正确性。结果表明模型能够更好地反映迫击炮内弹道过程,可以为工程应用提供理论指导。     

基于全膛烧蚀磨损特征的火炮内弹道仿真研究

为提高烧蚀火炮内弹道仿真精度,在文献\[1\]火炮烧蚀内弹道理论基础上,保持火药几何燃烧定律、火药燃速定律和体现起始部膛线烧蚀的弹丸起动压力方程不变,通过对变炮膛截面积、变药室容积、弹后烧蚀容积增量等全膛烧蚀磨损特征的分析和计算,建立体现全膛烧蚀的弹丸运动方程和内弹道基本方程,从而建立烧蚀磨损内弹道模型。借鉴经典内弹道诸元解算方法,导出烧蚀磨损内弹道模型解算方法。以某火炮试验数据为例进行仿真烧蚀磨损内弹道计算,仿真结果表明：初速仿真值与试验值误差为0.9%,能够满足火炮工程实践3%的仿真误差要求;仿真精度优于文献\[1\]的火炮烧蚀内弹道方法,证明了所建立的烧蚀磨损内弹道模型和诸元解算方法是正确的,可用于烧蚀磨损火炮身管寿命预测。     

导弹发射系统发射内弹道热-流耦合仿真研究

为了研究导弹发射系统发射内弹道特性,采用Fluent软件建立了内置式发射动力系统发射过程仿真模型,使用动网格技术模拟了导弹在发射筒内的运动过程,通过发射系统流场及固体壁面间的热-流耦合计算,得到了导弹发射出筒过程中的能量利用系数.仿真所得的内弹道结果能较好地与试验结果吻合,发射动力系统耗散的热量约为发射筒耗散热量的1/...     

基于多孔介质模型的点火火焰在发射药颗粒床中的传播特性

为了研究中心传火管点传火结构下点火药燃烧后产生的火焰在发射药药粒填充床中的传播特性,使用多孔介质模型模拟发射药药室颗粒填充床,并采用N-S方程模型对点火药燃烧产生的高温高速气体在发射药颗粒床中的流动传播过程进行数值仿真计算,并以温度场的等温面传播等效于火焰阵面传播,仿真数据与试验数据进行对比。结果表明,在密实装药床下,点火火焰传播过程中,以等温面等效于火焰阵面,火焰传播速度的仿真计算值为91 m·s^-1,与试验测得96 m·s^-1较为接近;仿真得到的高温火焰气体传播的温度场云图与试验拍摄的火焰传播图像具有较好的一致性;采用多孔介质模型计算所得的膛内3处测压孔的压力数据与试验测得的压力数据吻合度较高。     

柴油机噪声源的识别及降噪研究

采用部分缸熄火的方法对机械噪声和燃烧噪声进行了分离,在表面辐射噪声源的识别上,通过表面振动识别,找到了噪声辐射的主要部件。针对现有柴油机的燃烧状况,对供油提前角进行了调整,降低了燃烧噪声。通过加装扭振减振器,使得曲轴扭振明显减小。改进油底壳对柴油机辐射噪声起到了很好的抑制作用。     

带有中心点传火管的燃气发生器两相流数值模拟

建立带有中心点传火管的燃气发生器的两相流数学模型。针对中心点传火管的点传火过程采用了一维两相流数学模型,管式燃气发生器的能量释放过程建立了二维两相流数学模型,通过气固交换建立了二者的耦合作用,并采用Mac Cormack 预估校正二步显格式编制了内弹道计算软件,进行了仿真计算,仿真计算结果与试验结果符合良好,验证了模型的正确性,为管式燃气发生器的结构设计及优化提供了理论基础;同时根据仿真结果对管式燃气发生器的能量释放过程进行了分析,结果表明均匀一致的点火条件是管式燃气发生器平稳释放能量的前提,点火能量的均匀释放才能保证燃气发生器内火药燃烧过程可靠,能量释放过程可控。     

航天火工分离装置用药剂的耐温性能研究

为满足航天火工分离装置中火工药剂耐高温的要求,开展了CMC叠氮化铅、碱式斯蒂芬酸铅、高氯酸胺盐共晶化合物SY的高温贮存试验,并对其高温贮存后的性能进行表征及试验。经耐温性试验评估,3种药剂可在165~180℃/1h条件下安全、可靠工作,具备航天火工分离工程应用基础。     

基于四阶累积量极性迭代的自适应动态谱线增强快速算法

针对最小均方(LMS)算法抑制高斯噪声效果差和高阶累积量计算量大等问题,研究了四阶累积量递推算法与计算量的关系,提出了基于四阶累积量对角切片极性迭代的自适应动态谱线增强快速算法.并用水下目标辐射谱线的实测数据进行了动态仿真.理论分析和仿真结果表明:该算法的计算量比基于四阶累积量对角切片非极性迭代的自适应谱线增强算法减少约50%;该算法抑制高斯噪声的性能优于基于LMS算法的自适应谱线增强算法.因此,该研究在工程上有一定的参考和利用价值.     

强光干扰高温稀疏体系辐射能量计算方法研究

强光干扰辐射能量是强光干扰源设计的关键参数,干扰效果一般依托于辐射能量的大小。在假设强光干扰燃烧产物为稀疏体系的前提下,提出一种强光干扰辐射能量计算方法。该方法稀疏体系在空间上进行分层,体系内每个金属氧化物颗粒作为灰体辐射源,对颗粒的辐射能量进行计算,并考虑各层间的热量传递以及体系内金属燃烧化学反应,统计从体系表面出射的辐射力,得到体系的辐射能量。以Al和KClO₄作为燃烧剂对提出的计算方法进行了仿真验证,仿真结果与文献［1］中实验结果良好吻合。提出的辐射能量计算方法可为强光干扰源及红外诱饵弹等辐射问题的研究提供参考。     

基于火炮膛内气固两相流的热散失模型数值仿真

火炮发射过程中的热散失会影响内弹道性能。在数值仿真时由于直接计算热散失较为困难,通常采用对火药力或者燃气的绝热指数进行修正的方法,但该方法无法准确预测内弹道的性能。为此该文提出了一种基于气固两相流模型的热散失计算方法,从高温燃气与身管内壁的热交换出发,建立热散失模型,并将热散失模型与火炮膛内气固两相流模型耦合,热散失量将在气相能量守恒方程中的源项中考虑。以某155 mm火炮为研究对象,采用MacCormack差分格式求解修正后的气固两相流模型,获得膛内流场变化情况。求解得到的流场参量作为热散失模型和身管传热模型的输入参数,计算出内弹道过程中总热散失量以及身管径向温度分布规律。对给出的2种测试工况进行仿真计算,计算结果与实验结果的比较表明,考虑热散失时各指标误差明显减小,最大压力误差小于1.0%,初速误差小于0.5%。总热散失占火药燃烧后产生总能量的2%～4%。证明了该方法的可行性和优越性,有助于提高内弹道仿真的精度。     

分离螺母多种火药燃烧模型及影响因素

为准确预示反推式分离螺母各运动组件的分离行为,建立考虑多种火药燃烧、热散失、密封圈摩擦力、内部机构多阶段运动的数学模型。模型模拟得到的腔内压力等分离特性参量与实测值相吻合。与忽略热散失与密封圈摩擦力的模型预测结果相比,该模型对腔内压力等参量的预测结果更接近实测值,可避免腔内峰值压力33%、内套筒峰值速度47%的过预示。使用建立的模型分析装药量对分离特性的影响规律。分析结果表明：采用新模型可适当增加药盒装药量,大幅减少快燃速Al/KClO₄药量,有利于提高分离可靠性、降低分离冲击。     

导弹飞行过程中动态载荷识别方法

导弹在飞行过程中的外部载荷会导致结构振动,从而引发燃烧不稳定。为了更好地理解燃烧不稳定性,预测外部载荷是很重要的。该文提出了一种基于神经网络的动态载荷识别方法。首先,设计并加工了导弹模型,进行有限元模态分析与模态试验,提取典型模态振动频率,验证了所使用有限元模型的合理性。该方法基于有限元模型开展仿真计算,神经网络由仿真结果中的足够样本数据训练,从而使神经网络能够识别典型载荷。搭建地面试验系统,开展地面激励实验获取相关数据,首先进行典型载荷识别,相对误差可达1.21%,验证了所训练神经网络的准确性和试验系统的可行性。随后对随机载荷进行识别,结果表明,用所提方法识别随机动载荷相对误差小于1.82%,该载荷识别方法具有良好的识别能力。对于导弹结构设计和发动机燃烧不稳定的预测具有重要意义。