串联式超声速环形引射器的设计与分析

为了满足高超声速风洞建设的需要,开展了串联式超声速环形引射器系统的状态模拟及方案论证。结合已有的风洞尺寸,采用一维处理方法,针对试验马赫数4、6、8,对Φ2m高超声速风洞两级串联式超声速环形引射器进行方案设计,得到各级质量流量、前室总压和临界截面马赫数等参数。结果表明:Φ2m高超声速风洞采用串联式超声速环形引射器方案能保证风洞的正常运行,但气源系统和场地要求苛刻,风洞运行成本偏高。     

高空模拟引射器启动特性的实验和数值计算研究

采用实验和数值计算方法研究了固体火箭发动机高空模拟引射器的启动特性.实验和数值计算结果显示引射器在启动过程中出现启动迟滞现象.引射器启动特性与其内部的流动形态(激波位置)变化直接相关,而流动形态变化的驱动力南引射器进口总压提供.根据流动形态分析结果,采用正激波理论计算引射器启动过程中的最小启动压力和最小工作压力,正激波理论分析结果及实验值与数值计算结果接近,表明正激波理论可用于计算引射器的启动特性.     

二级增压柴油机压缩比和喷油提前角优化研究

为解决某V型柴油机由单级增压改为二级增压后,最高燃烧压力过高问题,通过GT-Power软件建立柴油机仿真模型,利用试验数据进行校核,仿真研究了喷油提前角和压缩比对二级增压柴油机性能及最高燃烧压力的影响规律。以二级增压柴油机的试验最高燃烧压力作为限制条件,以转矩达到最大为目标,利用GT-POWER中的DOE工具对喷油提前角和压缩比进行联合优化。仿真结果表明：降低压缩比能够有效降低最大转矩点(1 300 r/min)和标定点(2 100 r/min)的最高燃烧压力,压缩比每降低1,最大转矩点最高燃烧压力降低0.8 MPa,标定点最高燃烧压力降低1.16 MPa;得出优化后的压缩比和喷油提前角相对变化值为14.9°CA和4.3°CA. 根据试验机的结构条件,利用试验机在柴油机台架上验证了优化结果的可行性。     

结构参数对多喷管超声速引射器启动性能影响的数值仿真

多喷管超声速引射器由于多股超声速一次流之间干扰严重会引入较大的能量损失,其启动压力较高且受引射器结构的影响较大,因此需要仔细考察其启动性能.采用三维雷诺平均方程RNG和k-ε双方程瑞流模型,通过数值研究了引射喷管安装构型和引射管道型面对某矩形多喷管超声速引射器启动性能的影响.计算结果表明多喷管超声速引射器的结构对其启动...     

具有环境适应性的柴油机最小压缩比设计方法

为保证柴油机在低温与高原环境下能够顺利启动,基于热力学理论与柴油机试验,提出一种具有环境适应性的柴油机最小压缩比设计方法。通过光学测试确定柴油喷雾自燃的临界着火温度,获得临界着火温度关于喷雾背景密度的拟合关系式;通过整机倒拖试验得到柴油机压缩终了状态随转速的变化关系;结合光学诊断和整机倒拖试验,基于热力学理论,建立柴油机最小压缩比与环境温度、海拔高度间的数学关系。试验结果与理论研究表明：随着环境密度的增加,柴油喷雾的临界着火温度先快速下降然后缓慢下降,最后稳定在700 K左右;随转速的增加,压缩冲程缸内漏气量的减少导致缸内压缩终了压力和温度均增加;对于采用进气预热的柴油机,0 m海拔高度下,环境温度从273 K降低到238 K时,柴油机最小压缩比需从13.8增加到18.0;进气温度263 K时,海拔高度从500 m增加到4 400 m,柴油机最小压缩比需从12增加到17;基于光学诊断和热力学分析确定最小压缩比有利于极端条件下柴油机冷起动性能的提升。     

真空度对烟幕云团膨胀速率的影响（英）

将烟幕应用于外层空间,研究烟幕云团的稳定性极为重要。针对外层空间高真空的特殊环境,基于燃烧型及粉末型烟幕云团,采用通过测试单位时间内云团边缘尺寸变化获取膨胀速率的方法,试验研究了真空度对烟幕云团形成时膨胀速率的影响。结果表明,烟幕云团的膨胀速率随着真空度由0.1 MPa升高到0.04 MPa而逐渐增大,并且压力每减小0.02 MPa,膨胀速率约增大0.03倍左右。     

测定材料屈服极限的一种简易方法

基于厚壁圆筒的弹性失效准则所确定的圆筒的初始屈服压力与材料的屈服极限的关系,设计了一种测定材料屈 服极限的实验方法,并测得了一组试验数据。通过对该试验数据的分析得到了圆筒的初始屈服压力,最终求得了材料的屈 服极限。由于该试验值与理论值误差较小,表明了该试验方法具有较好的可靠性。该方法对研究材料的力学性能及压力容 器的失效规律具有一定的工程实际意义和理论价值。     

不同敏化气泡载体敏化的乳化炸药减敏压力研究

测量了直径30 cm高压聚乙烯水袋中冲击波压力衰减规律,利用线性回归方法得到水袋中冲击波衰减曲线为p=72.237(3(√)Q/R)1.240 9MPa.采用水袋法测试3种气泡载体敏化的乳化 炸药临界减敏压力和临界压死压力.研究结果表明:玻璃微球、化学气泡、膨胀珍珠岩敏化的乳化炸药临界减敏压力分别为134.66 MPa、99.83 MPa、27.13 MPa;临界压死压力分别为332.22 MPa、218.82 MPa和45.09 MPa.气泡载体不同,乳化炸药随压力增加的平均减敏速率不同,玻璃微球敏化的乳化炸药最慢,化学气泡敏化的乳化炸药次之,膨胀珍珠岩敏化的乳化炸药最快.     

基于快速压缩机的二甲醚燃烧特性研究

为了研究二甲醚（DME）的燃烧特性,在初始温度293 K、驱动压力0.6 MPa、初始压力0.04~0.08 MPa、氮气稀释率47.29%~60.81%、压缩比8.82~12.02的实验条件下,利用快速压缩机（RCM）研究了初始压力、氮气稀释率、压缩比对DME-O₂-N₂混合气着火延迟期和最高燃烧压力的影响。结果表明：DME-O₂-N₂混合气出现两阶段放热现象与两阶段着火延迟期;随着压缩比的增加,混合气的着火延迟期出现负温度系数（NTC）现象,随初始压力的升高,出现NTC现象的温度向高温方向发展;随氮气稀释率的增加,出现NTC现象的温度向低温方向发展;初始压力一定,不同压缩比下,随氮气稀释率的增加,混合气的最高燃烧压力和第2阶段着火延迟期呈相反的变化趋势;氮气稀释率一定,不同初始压力下,随压缩比的增加,混合气的最高燃烧压力和总着火延迟期呈相反的变化趋势。     

成型炸药滑动摩擦系数的测试与修正

为研究动摩擦系数对于成型炸药摩擦点火的影响,利用自行设计的基于落锤的摩擦测试系统,以8701压装成型炸药为研究对象,研究了不同压力环境下成型炸药与45号钢之间的动摩擦系数。试验结果表明,当界面压力由1 MPa升高到10 MPa时,动摩擦系数将由0.28降低至0.10,说明动摩擦系数具有压力相关性。基于试验结果,提出了该炸药的摩擦系数计算模型。通过LS-DYNA二次开发,添加了试验所得摩擦系数计算模型,对8701炸药滑道试验进行了摩擦点火热力化耦合数值模拟。计算结果表明,修正的摩擦系数计算模型会延长炸药点火延迟时间,提高临界点火速度和临界点火温度,也说明考虑了压力相关性的摩擦系数计算模型对于研究成型炸药的摩擦点火问题有重要意义。     

压应力对浇注PBX装药侧隙缺陷的影响

采用加压技术,研究了压应力和邵氏硬度对一种浇注高聚物粘结炸药(P-1)装药固化后侧隙缺陷的影响,分析了压应力、应变的关系,得到了P-1炸药加压固化过程中压应力-应变曲线的方程。对采用加压固化的炸药进行了CT检测。结果表明:当应变小于3.232%时,压应力低于0.071 MPa,压缩模量2.27 MPa。当应变大于3.232%时,压应力和模量值迅速上升。固化5~25 h,邵氏硬度由3 HA增加到59 HA。在初始邵氏硬度为8~24 HA时,施加14.2 k Pa压应力,应变为1.3%。辅助加压技术可有效消除装药侧隙缺陷。     

真空硅热还原制备Mg-Sr合金的研究

分析真空硅热还原制备金属镁、金属锶及Mg-Sr的热力学条件。结果表明,真空硅热还原制备Mg-Sr合金反应的吉布斯自由能及热力学临界温度随系统气压的减小而降低,随Mg、Sr混合蒸气中Sr的摩尔分数的增大而降低。对应常规真空硅热还原制备金属镁(皮江法)的反应温度(1 473 K)、系统气压(13.3 Pa),无论Mg、Sr相对比例如何,真空硅热还原制备Mg-Sr合金的反应均具备热力学可行性。实验证明真空硅热还原制备Mg-Sr合金是可以实现的。     

环状喷口对底排尾部流场影响的数值模拟

为了增强底排尾部流场中增压减阻的效果,提出一种环状喷口模型。采用有限体积法编程求解二维轴对称Navier-Stokes方程,对底排尾部流场进行数值模拟。数值模拟和底排实验进行对比验证,结果较吻合。在此基础上,数值研究环状喷口对底排尾部流场的影响。结果表明,随排气参数增大,环状喷口模型的底压始终高于圆孔喷口模型的底压。和圆孔喷口相比,环状喷口能削弱环状回流区,使底排气体更容易流入剪切层,避免引射现象的发生。环状喷口越靠近底部边缘,底排的增压减阻效果越好。     

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...     

真空中石墨微粉烟幕的红外消光性能研究

基于外层空间高真空的特点,为研究红外干扰材料在外层空间的适用性,实验研究了真空中石墨微粉烟幕的红外消光性能,并与常压下石墨微粉烟幕消光性能进行了比较.结果表明,石墨微粉烟幕在真空度0.03MPa的环境中具有良好的红外消光性能,但弱于常压下的消光能力.分析表明,当真空度较高时,烟幕微粒的沉积速率加快,烟幕有效质量浓度及微粒数浓度减小,烟幕消光性能降低.     

横切棒状和包覆粒状发射药混合装药定容燃烧性能

为了研究横切棒状和包覆粒状发射药混合装药的定容燃烧性能,制备了9/19的横切棒状药和含有Ti O2的高分子阻燃太根7/19包覆粒状发射药,对不同混合配比的横切棒状药和包覆粒状发射药进行了密闭爆发器试验,测定了发射药在不同装填密度下的定容燃烧性能,研究了混合比对混合装药定容燃烧性能的影响规律,分析了横切棒状药和包覆粒状发射药共同燃烧相互作用。结果表明:装填密度对发射药混合装药定容燃烧性能产生影响,随着装填密度增加,侵蚀燃烧降低,燃烧渐增性增加。混合比例对混合装药燃烧渐增性产生影响,在装填密度为0.20 g·cm~(-3)和0.32 g·cm~(-3)条件下,横切棒状和包覆粒状发射药获得较佳燃烧渐增性的混合比例分别为4∶6和3∶7。横切棒状药和包覆粒状发射药混合装药燃烧的相互影响主要表现在燃烧前期,横切棒状药改善了包覆粒状发射药的点火;燃烧中后期,横切棒状药和包覆粒状发射药燃烧趋于独立。     

柴油机电动可变气门正时机构特性

高强化柴油机通过实现米勒循环可有效控制爆发压力,进气门晚关角的加大导致有效压缩比的进一步降低,带来启动困难的技术问题,采用可变气门相位技术可有效兼顾爆发压力与柴油机启动的关系。研究设计一种全新的电动可变气门相位控制机构模拟试验装置,该装置由无刷直流电机、少齿差型减速机构及相关的测控系统组成,可实现高响应的相位调节,调节精度为±0.116°. 依 据机构的特征建立系统的数学模型,对电机特性进行试验校核,分析基本调节特性,优选控制初始PID参数。开展模拟台架试验研究,验证正时基本调节特性、启动调节特性及电压影响特性。结果表明：所设计的电动可变气门正时机构可实现基本的正时角度调节,兼顾米勒循环配气相位与启动工况配气相位;启动工况下5 s即可到达最大晚关角;模拟试验条件下,蓄电池电压降低对相位角提前有较大影响,但并不影响相位角延后。