环形腔对燃气弹射初容室二次燃烧影响数值研究

为了研究环形腔对燃气弹射初容室内二次燃烧的影响,采用RNG k-ε湍流模型、有限速率/涡耗散燃烧模型和域动分层动网格技术,建立了考虑导弹尾罩运动的初容室二次燃烧流动模型。在与无环形腔弹射装置实验数据对比验证的基础上,数值研究了有/无环形腔和环形腔不同开口方向初容室流场、弹射内弹道和载荷变化规律,分析了环形腔降低二次燃烧冲击的机理。结果表明：从流场结构来看,增加环形腔结构改变了燃气流扩散方向,减小了燃气与空气的接触面积;含有环形腔流场增加的回流区域降低了尾罩底部二次燃烧产生的压强峰值。从内弹道角度来看,与无环形腔相比,环形腔开口向上时,导弹加速度变化平缓,出筒速度减小5.9%,出筒时间推迟4.5%.     

燃烧产物特性对燃气弹射内弹道与载荷的影响研究

为了研究燃烧产物特性对燃气弹射初容室二次燃烧流场、内弹道和载荷的影响,采用Realizable k-ε湍流模型、域动分层动网格技术和有限速率/涡耗散模型,建立包含动边界的初容室二次燃烧流动模型。通过与实验数据对比,验证了燃气弹射模型的有效性。数值研究了燃气发生器喷管入口燃烧产物压力和组分浓度比值对燃气弹射内弹道和载荷的影响,计算得到了满足导弹出筒要求的喷管入口压力和组分浓度比值的变化范围。数值研究表明：随着燃气发生器喷管入口压力的增大,初容室中O₂完全消耗的时间变短,导弹出筒时间缩短,出筒速度增加,加速度峰值增大;随着喷管入口CO与H₂浓度比值的增大,初容室中O₂完全消耗的时间变长,导弹出筒时间延长,出筒速度减小,加速度峰值减小。研究结果为燃气弹射内弹道设计提供了理论基础。     

不同障碍物对燃气弹射平滑压力效果对比分析

针对导弹燃气弹射压力双波峰冲击的问题,建立了含二次燃烧和尾罩运动的二维轴对称数值模型。在验证了模型真实性的基础上,以相似结构设置为对比基准,分析了3组障碍物设置对弹射内弹道流场的影响。结果表明:环形隔板与环形腔都能有效的延迟发生二次燃烧的时间,减弱二次燃烧的冲击,改善发射筒内的热环境。Angle=0°环形腔比等高环形隔板更能消除"双峰"现象,级减环形隔板比Angle=-2°环形腔平滑压力效果更好,Angle=2°环形腔比级增环形隔板更能减弱燃气对于筒底的压力,减小筒底烧蚀。     

喷水孔数量对燃气-蒸汽弹射内弹道的影响

以含水室的燃气-蒸汽弹射动力装置为研究对象,采用Mixture两相流模型、k-ε湍流模型和域动分层动网格技术,研究了不同喷水孔数量对燃气-蒸汽弹射内弹道的影响。研究表明:随着喷水孔数量的增加,燃气进入弯管和发射筒内阻力逐渐增大,弹射装置内冷却水消耗完的时间逐渐缩短,弹射过程中的最大压力峰值逐渐降低。同时,喷水孔的数量对0.1~0.4s时间内的发射筒内的温度影响较大,对0.55s以后发射筒内的温度影响较小。喷水孔数量的增加引起发射筒内混合气体动能的降低,导致导弹的出筒时间延长和导弹的出筒速度降低。研究结果为燃气-蒸汽弹射喷水方案设计提供了理论依据。     

燃气弹射发射筒内燃气-空气二次燃烧现象研究

燃气发生器喷出的燃气射流与发射筒内空气发生二次燃烧现象对导弹发射装置产生强烈的热冲击和烧蚀。为了研究含运动边界的发射筒内二次燃烧现象,采用三阶精度MUSCL格式求解9组分10步H₂/CO基元化学反应动力学模型,使用域动分层网格更新方法模拟导弹运动。在与燃气自由射流冲击平台效应实验数据对比验证的基础上,分析了发射筒内二次燃烧现象对发射筒内流场和内弹道的影响以及筒内燃气-空气二次燃烧产生的原因。数值结果表明:二次燃烧不仅影响温度场分布,而且影响导弹的内弹道特性; 发射筒内二次燃烧现象是由于燃气发生器喷出的可燃成分与发射筒内O₂发生了强烈的化学反应导致的。研究结果对燃气弹射导弹内弹道设计提供了一定的理论基础。     

风载荷对舰载导弹出筒影响的仿真

针对舰载导弹垂直冷发射装置位于甲板之下容易忽略所受风载荷作用的问题,对风载荷对舰载导弹出筒 影响进行仿真研究。分析高海情条件下导弹出筒后所受风载荷作用特点,建立风载荷模型,根据导弹的出筒状态将 风载荷等效为变力矩和恒力的作用,用3 维建模软件Solidworks 构建发射模型,并导入到ADAMS 软件中进行模型 参数和约束条件的设定,聚焦导弹出筒的水平、弹射高度偏差以及姿态角3 个影响指标,对无风和有风情况下导弹 发射出筒进行仿真。仿真结果表明：风载荷对导弹出筒轨迹水平方向产生的位移影响较明显,对导弹姿态角和弹射 高度的影响较小。该研究对实际工作具有较好的指导作用。     

二次燃烧对燃气弹射内弹道影响三维数值研究

为了进一步研究二次燃烧对燃气弹射内弹道的影响,采用三维非稳态雷诺平均Navier-Stokes方程和重整化群湍流模型对燃气弹射过程进行数值研究,运用动态分层动网格技术模拟尾罩的运动。与实验结果对比表明,二次燃烧工况获得的内弹道参数更接近实验值。数值研究结果进一步表明:多组分工况获得的燃气与空气接触面光滑,而二次燃烧工况接触面呈现褶皱现象; 初容室内氧气质量分数的变化规律表明,二次燃烧现象发生在燃气发生器工作后的0.2 s内。受初容室内二次燃烧影响,弹射加速度呈现初期时二次燃烧大于多组分工况,后期多组分工况大于二次燃烧工况现象; 二次燃烧现象提前了飞行器的出筒时间,减小了飞行器的出筒速度。     

内埋弹舱弹射冲击载荷特性研究

内埋弹舱采用弹射方式投放武器,在弹射瞬间会对上部隔框、进气道等结构产生很大的冲击载荷,需要准确计算内埋弹舱的弹射冲击载荷以供结构设计使用。建立导弹弹射机构动力学模型,通过对舱体结构挂点处分别进行刚性或柔性化处理,得到挂点连接形式对冲击载荷的影响;研究了不同类型作动筒输出的作动力形式和峰值与冲击载荷特性之间关系,分析了弹射架改型设计后挂弹质量对冲击载荷特性的影响。研究结果表明,柔性化连接形式可正确描述冲击载荷的传递过程,且峰值前置的作动力形式提供了更好的弹射效果,挂弹质量与作动力峰值之间关系可指导改型弹射系统的任务包线。     

潜射导弹筒口气泡发展规律研究

燃气-蒸汽弹射过程中,导弹尾部离筒后的强烈水气交互作用形成的筒口气泡对导弹运动有一定的影响。利用动网格技术和MIXTURE模型对导弹弹射出筒后筒口气泡的发展情况进行了研究,探究了筒口气泡扩张、收缩和拉断的一系列过程,比较了泡内不同位置的压力变化和压力传递过程,指出了气泡形态跟泡内压力呈负相关的关系。仿真结果可用于工程预报。     

发射筒破损位置对燃气弹射影响机理研究

为了研究发射筒毁伤位置对燃气弹射的影响机理,基于流体力学软件Fluent,采用RNG k-ε湍流模型,有限速率/涡耗散模型和动态分层动网格技术,建立筒壁破损状态下的燃气弹射内流场模型。在验证数值模型可靠性的基础上,改变破损位置距筒底距离,仿真得到不同破损位置下的流场分布与内弹道曲线。结果表明：从流场分布来看,破损改变了筒内燃气流动形成涡的数量与大小,破损下方处于正在燃烧的高温区,上方处于还未完全燃烧的低温区;距离筒底600 mm前后流场变化明显,破损分布600 mm之后为危险位置。从内弹道角度分析,破损位置在距离筒底600 mm以内时,压力初峰峰值下降36%;当破损位置距离筒底大于800 mm时,压力初峰峰值下降55%。破损缺口使出筒速度减小20%以上,对内弹道产生不利的影响。     

压缩空气弹射系统内弹道特性

为分析压缩空气弹射系统内弹道特性,以压缩空气弹射装置为研究对象建立弹射过程内弹道数学模型。通过数值计算,分析发射阀全开时间、发射阀最大流通面积和低压室初始容积对内弹道特性的影响规律。结果表明：发射阀全开时间越短,弹射总时间越短,弹体出筒初始速度越高,弹体过载也越大;在一定范围内,随着发射阀最大流通面积增大,弹射总时间变短,弹体初速度增高,弹体过载变化越平缓,但发射阀最大流通面积对弹体最大过载影响较弱;低压室初始容积对弹射行程和弹体出筒初始速度影响较弱,对弹射初期弹体过载影响较大。     

无人机新型水动力弹射动力学特性

针对现役无人机气压、液压弹射方式结构复杂、功率受限等问题,提出一种新型无人机水动力弹射方案,利用高压水高速喷射产生的反推力作为弹射动力,实现无人机加速起飞.综合弹射器气室状态方程和水室动量方程、喷管能量方程和动量方程、弹射负载力平衡方程等建立高压水高速喷射与弹射负载运动耦合的非线性弹射动力学模型,数值解析了弹射速度与位...     

新型推力可控垂直发射装置及其内弹道规律

为提高发射装置的通用性,提出了一种新型“类同心筒”弹射装置——推力可控垂直发射装置。通过零维内弹道计算和三维内弹道仿真两种方法,分析了低压室燃气出口面积对发射装置内弹道性能的影响;通过多项式拟合得到了低压室燃气出口面积与弹射最大加速度、出筒速度、出筒时间的关系式,并对拟合关系式进行了验证;研究结果表明：改变低压室燃气出口面积控制发射装置推力是可行的;导弹出筒时间、出筒速度、最大加速度随低压室燃气出口面积近似线性变化——低压室燃气出口面积减小,导弹最大加速度增大,出筒速度增大,出筒时间减小;拟合关系式的弹射最大加速度误差在8%以内,出筒速度与出筒时间误差在4%以内。     

液体发射药迫击炮内弹道建模及性能分析

为了将液体发射药技术应用于迫击炮,针对液体药侧喷结构,在考虑迫击炮基本装药燃烧过程,并计及活塞气室气孔对燃气的节流作用的基础上,建立了再生式液体发射药迫击炮内弹道模型。数值模拟了液体发射药迫击炮内弹道过程,分析了活塞气室气孔、喷射启动压力、喷射孔面积、液体发射药装药量等结构参数对迫击炮内弹道性能的影响,结果表明:活塞气室导气孔面积、喷射孔面积对各腔室的压力及弹丸初速影响较大; 液体发射药装药量对初速提高有明显作用,通过匹配系统结构参数及装填条件,在不增大最大膛压的同时可有效提高初速。该文所建模型将为液体发射药迫击炮结构优化和样机研制提供理论参考。     

油气弹簧刚度和阻尼特性及其影响因素仿真分析

介绍油气弹簧的结构和工作原理,研究其静刚度和阻尼特性,并建立数学模型进行仿真.分析初始气柱高度对静刚度影响,环形腔、阻尼孔和单向阀面积对阻尼特性影响.结果表明,初始气柱高度越短,随着活塞杆压缩量增加静刚度越大;阻尼力与环形腔面积三次方成正比,与等效阻尼面积平方成反比.     

超燃燃烧室小支板三维尺寸数值优化

为进一步提高小支板后低动压喷射的掺混增强性能,利用数值模拟方法对不带前引导面的小支板几何尺寸进行数值优化,对比分析不同长宽高几何尺寸对混合效率、穿透深度与总压损失的影响,研究发现小支板宽度越大,射流近场穿透效果越好;小支板越高后方射流穿透深度越大,但同时也带来更大的总压损失;小支板长度对燃料空气掺混特性影响不大,小支板过短会增大燃烧室总压损失,过长会带来额外的冷却负担.