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为了深入了解垂直发射装置内流场结构,应用数值计算的方法对导弹垂直发射系统燃气射流流场进行了仿真模拟,并对垂直发射燃气排导系统内压强的分布情况进行分析;结果表明:导弹发射的过程中,起始冲击波在燃气排导系统内具有较高的超压峰值,燃气流的最大压力载荷出现在发射位压力室底部,为垂直发射装置的结构设计优化工作提供重要的理论基础。 相似文献
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在研制新式箱式发射系统时,炽热火箭燃气流的排导是个特别重要的问题。为此需要特殊的材料保护发射装置和舰艇免受火箭发动机燃气流的损坏。由于从导弹发动机中排出大量的高温燃气,还由于燃气流在舰艇内必须得到安全的排导,所以在设计“标准导弹”垂直发射系统(VLS)时要求是特别苛刻的。在分析流过新式导弹发射系统的内部燃气流时,由于许多复杂的因素强烈影响着瞬变内弹道特性,因此在瞬变内弹道特性方面是一个棘手的问题。例如,该系统内运动的压力波对结构设计的机械强度有影响。紊流对流传热将燃气流的热量传给了导弹发射系统,因此在装运箱和发射装置内表面的结构设计上要求使用防热材料。当火箭燃气流流过该系统时,气流内部将发生复杂不良的化学反应,以致引起化学组成的变化,因此各个点上的物质性质将不同。 相似文献
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导弹垂直发射箱内流场的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
应用Godunov方法对导弹垂直发射系统发射箱内弹道及导弹的发射环境进行了数值模拟,详细地描述了导弹意外点火后发射箱内的燃气流动状况,为导弹和发射系统的设计和热防护提供了理论依据。 相似文献
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文中对舰载导弹垂直发射系统因意外点火而注水时的内流场进行了数值模拟。文中采用颗粒一轨道模型模拟发射系统内流场的两相流动,并着重研究了液滴的吸热和蒸发情况,预报了注水对导弹弹体的降温效果,计算结果与试验数据相吻合。 相似文献
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舰载导弹发射装置发展趋势——通用化垂直发射装置 总被引:2,自引:0,他引:2
舰载导弹发射系统引用垂直发射技术后,具有系统反应时间短、发射效率高;全方位发射无发射死角;发射育区小;结构简单、可靠性高;隐蔽性好生存能力强;成本低、全寿命周期费用少;特别是便于模块化和通用化设计等优点。因此,垂直发射是舰载导弹系统发展的必然趋势。文章回顾了舰载导弹垂直发射系统的发展过程,阐述了舰载导弹垂直发射系统的现状,并提出了我国在舰载导弹垂直发射装置的研制和开发中两点思考。 相似文献
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燃气排导装置贴壁气流温度的测量 总被引:1,自引:1,他引:0
叙述舰载导弹排导装置内壁附近的气流温度测量问题。对于测量系统的组成,测量中的测试技术和测量误差等问题做了必要的分析计算和说明。同时对于高温,高速,瞬时燃气的温度测量提出了测量方法。给出了应用于该系统测量的实例。 相似文献
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为解决舰载共架武器发射弹位及点火时机确定的问题,以发射令控制的同心筒结构共架发射系统为对象,
提出一种新的时域协调方法。在分析燃气排导影响和初始弹道交叉等影响因素的基础上,构建时域协调模型,引入
蚁群算法的核心思想,通过对算法的调整与改进得到对时域协调模型的求解,并通过实例进行验证。结果表明:该
方法可给出优化的舰载武器共架发射空域协调方案,最大程度地发挥系统作战效能。 相似文献
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新型舰载同心筒发射过程流场研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用同心筒垂直发射装置,内外筒要保证足够的间隙尺寸用来排导燃气,目前舰载发射均采用通垂方式,势必使得内筒尺寸较小,从而导弹的直径也就较小,不利于发挥弹道导弹的优势.在此基础上提出将传统的外筒设计为一方形结构,在与相同尺寸的通垂架相连接的前提下,增加了内外筒之间燃气排导空间,降低发射过程中导弹表面的温度.计算中使用三维动... 相似文献
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导弹热发射方式增推效能研究 总被引:1,自引:1,他引:0
为研究导弹热发射增推效能,设计了3种不同方式的排导空间。建立导弹热发射过程的控制方程和导弹全区域结构化网格模型,使用计算流体力学方法进行仿真,分别采用2阶迎风格式和全隐式方法进行空间离散和时间离散;计算了3种不同排导空间条件下导弹的出筒过程、出筒速度,分析导弹发射时筒内气动特征和导弹在发射筒内运动时增推力随导弹位移的变化过程。数值计算结果与原理验证试验结果符合较好。对不同条件下导弹出筒速度的仿真计算结果表明,采用筒式热发射,可以通过改变排导空间的方法实现燃气能量的再利用,将筒内燃气的气动力转换为推动导弹运动的推力,形成额外的增推力,提升导弹筒内运动速度,降低导弹出筒消耗的能量。 相似文献
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电磁脉冲作用下导弹的表面效应分析 总被引:2,自引:0,他引:2
电磁脉冲对导弹飞行影响很大,利用时域有限差分法分析了电磁脉冲作用下导弹壳体的表面效应.计算结果表明,在入射电磁脉冲的作用下,导弹壳体上将感应出很大的电流和电荷.导弹尾焰的存在将影响导弹壳体上的感应情况,尾焰的长度、尾焰电导率、与弹体的连接情况均会对感应情况产生影响. 相似文献
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针对导流器排导方式在车载导弹热发射过程中具有的烧蚀和架设撤收问题,提出一种利用二氧化碳喷射冲击燃气射流从而降低发射车与导弹表面温度的新型排导方案。以计算流体力学为主要的研究方法,建立三维定常计算模型,分析燃气射流与二氧化碳射流冲击流场的特性,计算并得出:随着下排管道伸入流场长度增加,发射车壁及弹体的温度先降低再升高;随着上排管道与发射车壁夹角减小,发射车壁及弹体的温度逐渐降低;随着上排管道出口到下排管道高度减小,发射车壁及弹体的温度逐渐降低。该方案在喷管出口到地面距离改变后的其他工况中仍有意义,可以为车载导弹热发射降温排导提供可行的全新设计思路。 相似文献
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文中详细介绍了用于某型号空空导弹固体火箭发动机的点火发动机的设计和试验情况。这是首次成功地应用于空空导弹发动机上的点火发动机,从而为后续空空导弹固体火箭发动机点火装置的设计提供了一条新的途径。 相似文献
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同心筒发射燃气流二次燃烧数值研究及导流板结构改进 总被引:4,自引:3,他引:1
针对同心筒热发射燃气射流二次燃烧冲击效应问题,采用3阶精度的MUSCL格式求解11组分12步基元化学反应动力学模型,弹体运动运用域动分层网格更新方法,数值模拟了同心筒发射H2/CO混合燃气流场。在燃气自由射流二次燃烧数值模拟结果与文献实验数据对比验证的基础上,分析了同心筒发射燃气流含化学反应的流动特点,以及在导弹出筒时筒口导流板结构对弹体的影响。数值结果表明:在筒外燃气与空气混合区域出现明显的二次燃烧,而在筒内二次燃烧几乎可以忽略;当弹底出筒后,从内外筒间隙排除的燃气、导弹尾部燃气射流和弹底之间相互干扰,形成反溅激波;反应流流场轴线温度高于冻结流和单一组分流流场轴线温度;导流板结构能明显降低弹体表面温度,其高度最优值在1.5倍内外筒间隙附近。研究结果对同心筒发射装置结构优化设计具有一定理论参考意义。 相似文献
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固体火箭推进剂低温下点火瞬间高速加载的耦合作用可能会导致推进剂结构发生破坏,针对此问题,利用推进剂中止熄火的原理,设计了一种中止压力可控模拟点火冲击试验装置,以点火药燃烧产生的燃气对推进剂进行模拟点火冲击。点火压力根据药室容积和点火药量之间的计算公式确定,中止压力通过爆破片破片压力控制。通过对点火冲击过程的压力与时间和升压速率与时间关系曲线分析,得知点火压力和点火方式对点火药燃气的升压速率影响较大。多次重复试验表明:该加载方法中止压力可控,压力偏差<±5%;弱点火时升压速率为2 000 MPa/s,强点火时升压速率达到5 000 MPa/s, 高于通常发动机点火的升压速率;可作为固体火箭推进剂模拟低温点火冲击的研究手段。 相似文献