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相似文献
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1.
钟平  刘继华 《兵工学报》1996,18(1):55-57,54
综述了国内外二羟基乙二肟型低燃温低燃速燃气发生剂的研究概况,认为该发生剂作为能源和军品民用的一部分,将具有广阔的应用前景。  相似文献   

2.
提出了底排燃气压力不随外部压力变化即可改善底部弹射击精度又可提高关阻效果的二次扩张原理,建立了底排燃气二次扩张压力的计算模型,并通过采用二次扩张原理的新型底排装置与传统底排装置的对比试验,验证了新型底排装置结构实现的可行性。  相似文献   

3.
在分析目前使用的固体推进剂与包覆材料燃烧烟雾衰减测试系统及其实验数据的基础上,提出了一种新的用于烟雾衰减测试数据的处理及分类评估模式,并给出了“烟雾衰减特征参数”的定义及其确定方法。  相似文献   

4.
燃气弹射发射筒内燃气-空气二次燃烧现象研究   总被引:4,自引:0,他引:4  
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。  相似文献   

5.
二次燃烧对燃气弹射内弹道影响三维数值研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
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。  相似文献   

6.
底排燃气二次扩张减阻效果的建模分析与试验研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
提出了底排燃气压力不随外部压力变化,既可改善底排弹射击精度可又提高减阻效果的二次扩张原理,建立了底排燃气二次扩张压力的计算模型,并通过采用二次扩张原理的新型底排装置与传统底排装置的对比试验,验证了新型底排装置结构实现的可行性。  相似文献   

7.
高温燃气射流对固冲发动机二次燃烧效率影响研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
为进一步提高固冲发动机的二次燃烧效率,文中提出了在固冲发动机补燃室头部引入高温燃气射流增强掺混燃烧的技术思路,并开展了仿真和验证试验工作。仿真分析表明:当在补燃室头部引入高温燃气射流时,能够提高补燃室头部流场的温度,使得燃料更易于燃烧,从而提高了固冲发动机的二次燃烧效率;试验结果也验证了在固冲发动机头部引入高温燃气射流,能够使固冲发动机的二次燃烧效率由81.3%提高到88.7%。  相似文献   

8.
环形腔对燃气弹射初容室二次燃烧影响数值研究   总被引:5,自引:1,他引:5  
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%.  相似文献   

9.
以研究真空羽流环境下近距卫星底板的受力问题为目的,采用基于NS方程的连续流数值仿真方法开展分析研究。发现了燃气比热比通过影响激波形状和膨胀扇区进而影响下游平板受力的结果。获得了比热比和总压为该类问题关键参数,平均分子量和总温为非关键参数,以及比热比增加将导致羽流在底板上产生的轴向力减小的结论。通过等效比热比混合气体的计算结果,说明了开展该类喷流影响模拟试验的可行性。  相似文献   

10.
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。  相似文献   

11.
针对某低燃温燃气发生器点火难的问题,通过分析影响点火性能的几个重要因素,以及低燃温燃气发生器的点火试验,确定了合理的点火组件及传火药柱结构,从而保证点火燃气在药柱表面有足够的滞留时间,以进行足够的对流冲击换热,提高低燃温燃气发生器的点火可靠性。  相似文献   

12.
提出了二次对准技术,即在首次对准的基础上进行再对准.成功地解决了动基座对准。利用零速修正的方法进行初始对准,在双轴手遥转台上完成了动基座对准试验。试验结果表明.二次对准这一动基座对准技术是可行的。二次对准技术可以显著提高对准精度并缩短对准时间.尤其适用于动基座对准。  相似文献   

13.
14.
研究了采用液体氧化剂与固体燃料组合燃烧的混合火箭。在一次燃烧室对固体燃料进行燃烧,生成燃气进入二次燃烧室与液体氧化剂混合燃烧产生推力。为向二次燃烧室喷射液体氧化剂不用泵等加压装置,采用将部分固体燃料燃烧生成的燃气引入氧化剂箱,即自己加压的供氧方式。对试制的燃气混合火箭进行了燃烧试验,证明了系统的有效性。用硝酸作氧化剂,用富燃高氯酸铵/端羟基聚丁二烯AP/HTPB(60/40)复合燃气发生器作固体燃料,在O/F0.83~1.48范围内进行燃烧试验,取得了95.6%的燃烧效率。  相似文献   

15.
用毁伤树和状态转换矩阵法,分非余度部件对非余度部件、非余度部件对余度部件、余度部件对非余度部件,余度部件对余度部件4种情况,对多击中条件下计入飞机部件二次效应的飞机易损性计算方法进行了讨论,并对毁伤树法和状态转换矩阵法在飞机二次效应计算中的应用进行了研究。  相似文献   

16.
从配方组成、工艺条件和配方燃速相关性三个方面研究了CTPB型燃气发生剂的燃速性能,并探讨了配方燃速控制技术.结果表明,在原材料和工艺条件受控的情况下,配方燃速可控制在±0.15mm/s.  相似文献   

17.
采用二次燃烧的导弹发射法编者按本文是美国的一专利通报,这种通报介绍很简单,不具体说明用于何处。将该文图1与《飞航导弹》1985年第1期52~54页中的文章比较,似乎可以认为,该文介绍的导弹发射装置是美国战斧导弹的潜艇水下垂直发射装置。1发明背景本发明...  相似文献   

18.
本文研究了可调喷管火箭冲压发动机用的过氯酸铵系复合推进剂(以下简称AP系推进剂)和双基系推进剂(以下简称DB系推进剂)的二次燃烧特性。试验证明,在燃气发生器出口使用多孔喷管,同时在二次燃烧室设高温区便于点火,燃烧效率η_c~*可达95%以上。AP系和DB系推进剂的空气燃料比ε(流入空气的质量流量/燃气发生器的燃气的质量流量)对η_c~*的影响较小。用AP系推进剂时二次燃烧室压力对η_c~*的影响比用DB系推进剂的大,在压力从0.8MPa下降到0.4MPa时,η_c~*约减少9%。  相似文献   

19.
对近年来弹道导弹燃气弹射技术的研究进展和现存问题进行了综述.简述了弹射技术的需求背景和发展历程,重点探讨了燃气弹射技术的零维内弹道模型、多维数值模拟和缩比实验等3种研究方法的进展现状,总结了结构和环境影响因素对内弹道性能的影响机理及结构设计优化方法.从多变量耦合、现代智能算法在线优选结构参数、建立一体化内弹道模型、多相流以及低燃温推进剂5个方面指出了尚存在的问题及发展趋势.  相似文献   

20.
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。  相似文献   

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