串联发射弹丸挤进过程数值仿真与分析

为研究串联发射的弹丸在不同起始速度下动态挤进膛线的力学机理与运动特点,以30 mm火炮为对象分析了串联发射方式的内弹道物理过程,建立了弹丸与坡膛的有限元模型,采用LS-DYNA软件进行了挤进过程的有限元仿真。研究结果表明:挤进过程中,弹带变形规律不受挤进起始速度的影响,均是逐步被膛线刻槽并发生塑性变形;起始速度由5 m·s~(-1)增加至400 m·s~(-1),弹带等效应力峰值从611.8 MPa升高至717.5 MPa,弹带塑性应变最大值从0.89降低至0.75,挤进阻力峰值从为20.3 k N提高至22.9 k N,挤进完成后的摩擦阻力从0提高至3.5 k N,挤进起始速度增加导致了弹带材料应变率、塑性流动应力与挤进阻力的改变,影响弹丸挤进后的内弹道过程;3发弹串联发射时,首发弹20个节点轴向速度的标准差为8.3 m·s~(-1),后续弹分别为18.2,26.7 m·s~(-1),后续弹挤进时的振动冲击效应较首发弹显著。     

低活性Fe-Cr-Mn(W,V)奥氏体合金长期时效高温力学性能和相稳定性研究

研究了用于核反应堆中的低活性Fe -Cr-Mn(W ,V)奥氏体合金不同温度长期时效 (10 0 0h)后的高温拉伸性能 (40 0℃ )及相稳定性。结果表明 :Fe -Cr -Mn(W ,V)奥氏体合金经长期时效后 4 0 0℃时的屈服强度 (或σ0 2 ,40 0℃)随时效温度从 35 0℃至 4 5 0℃上升变化不大 ,4 5 0℃至 5 5 0℃从 2 95MPa上升到 4 4 4MPa,5 5 0℃至 6 5 0℃保持在 4 90MPa左右 ;抗拉强度 (σb)在 35 0℃至 4 5 0℃比较平稳 ,4 5 0℃至 5 5 0℃从 6 38MPa上升到 75 9MPa ,5 5 0℃至6 5 0℃保持在 75 0MPa左右 ;合金延伸率 (δ/ % ) 35 0℃至 4 5 0℃比较稳定 ,4 5 0℃至 5 5 0℃下降较快 ,在 5 5 0℃至 6 5 0℃下降比较平缓 ,6 5 0℃时δ值为 19%左右。合金经不同温度 (35 0℃～ 6 5 0℃ )长期时效组织为稳定的奥氏体相及少量碳化物 ,在 4 5 0℃以下长期时效 ,合金中无大量碳化物析出 ,4 5 0℃以上时效时 ,碳化物析出量明显增加 ,6 5 0℃时在晶界集聚 ,导致合金拉伸强度上升而塑性下降     

含微/纳米铝粉燃料空气炸药爆炸特性

利用20 L爆炸装置开展了含微/纳米铝粉燃料空气炸药爆炸特性研究.试验结果表明:微米铝粉中加入5％和10％纳米铝粉后,混合铝粉爆炸压力峰值增幅分别为24.4％和58.5％,最大压力上升速率增幅达到80.6％和103.4％,纳米铝粉含量大于10％对于爆炸效应增加没有明显作用;固液比为30/70的燃料空气炸药,点火能从11.83 J增加到28 J,其爆炸压力从0.28 MPa增大到0.52 MPa,爆炸温度从834℃增大到1118℃,表明增大点火能可以提高燃料空气炸药爆炸参数;提高微/纳米铝粉含量,能够有效提高固液型燃料空气炸药爆炸压力和爆炸温度.     

变形温度对00Cr22Ni5Mo3N双相不锈钢组织及超塑性影响

00Cr22Ni5Mo3N双相不锈钢经过固溶处理和冷轧变形后,在850～1000℃下保温5min进行恒温超塑性拉伸试验,研究变形温度对00Cr22Ni5Mo3N双相不锈钢超塑性的影响规律。观察各温度下变形前的组织,研究σ相及组织变化对材料超塑性能的影响,从微观上揭示变形温度影响材料超塑性的原因。试验结果表明： 00Cr22Ni5Mo3N双相不锈钢经过1300℃固溶处理并85%冷轧变形,在850～1000℃下保温5min后,随着温度的升高,σ相数量越来越少,组织发生再结晶并形成均匀的等轴晶,而材料的延伸率从480%增大至1290%,变形过程中的峰值应力从125MPa降低至32MPa.     

固体推进剂矩形粘接试件的多角度拉伸试验

为采用试件模拟固体火箭发动机燃烧室壳体/绝热层/衬层/推进剂粘接系统同时承受拉伸和剪切载荷的受载状态,设计了符合航天行业标准QJ 2038.1A-2004规定的矩形粘接试件的多角度拉伸夹具。实现了对试件的单纯拉伸、单纯剪切以及拉伸、剪切结合的多种载荷状态。随着拉伸角度由0°增至90°,界面失效时刻对应的载荷由1166 N降至420 N,最大主应力由0.945 MPa降至0.461 MPa,上界面最大主应力集中系数由1.1上升至2.7,下界面最大主应力集中系数则变化较小。试验中试件起裂部位与界面最大应力位置的计算结果一致性较好,可为发动机粘接系统结构完整性分析提供参考。     

基于随动边界的火炮身管热力联合效应数值分析

为探索高温高压火药燃气瞬态冲击效应对身管刚度和强度响应的影响,采用有限元方法建立了某大口径火炮身管三维数值模型,并定义了热力载荷边界随弹丸运动而变化的动态过程。通过数值计算得到了首发弹射击条件下身管温度分布演变过程,进一步分析了热冲击载荷、压力载荷以及热力联合效应对身管动态应力响应的影响。计算结果表明：轴向不同位置热冲击载荷的差异性引起轴向非均匀温度分布,使得出现较大的轴向温度梯度,带来显著的轴向温差应力;在温度响应剧烈区域,周向表现为压应力的温差应力与周向表现为拉应力的载荷应力相互叠加,使得内壁质点周向应力分量表现为拉应力与压应力的交替作用,与压力激励作用结果相比,内壁高应力区应力幅值得到一定减弱并随温度响应呈现先下降、后上升的趋势。     

大面积比喷管侧向载荷流固耦合数值仿真

针对大面积比喷管在地面试车以及启动与关机过程中出现的侧向载荷,采用三维数值仿真方法进行分析。通过集成软件平台MpCCI,连接计算流体动力学软件FLUENT和有限元软件ABAQUS,对燃气流动与喷管结构运动变形进行了耦合计算。计算分析了喷管入口总压从3MPa增大到7MPa共五种条件下,各个阶段的侧向载荷及喷管结构参数随时间变化情况,分析发现此喷管将受到一定的侧向载荷作用,载荷方向随机分布。入口总压为4MPa时的侧向载荷峰值最大。分析也得出了这五种条件下较强的侧向载荷主要由激波转变和喷管出口部位的激波振荡两种不对称状态产生;侧向载荷的大小也与喷管入口总压有较大关系。采用流固耦合计算方法能体现喷管的结构变形从而更准确的反映喷管与燃气流相互影响的真实环境,为优化设计大面积比喷管提供了支撑。     

超临界GAS法细化级配3-硝基-1,2,4-三唑-5-酮(NTO)

采用超临界抗溶剂法(GAS),以丙酮为溶剂,探讨实现3-硝基-1,2,4-三唑-5-酮(NTO)超细化和粒度级配同时完成的过程.通过控制温度、目标压力、压力上升速率等参数,研究了影响NTO结晶颗粒粒度及其分布的主要因素,并从理论上进行分析.在细化的基础上确定适当的条件进行粒度级配实验.结果表明:晶形主要受温度的影响,53℃下,可以得到立方晶形;当目标压力在5MPa时,颗粒粒度在2μm左右且分布窄;压力上升速率越高,沉析颗粒粒度小分布窄.级配实验中,分阶段的改变进气速率是实现粒度级配的关键,级配的结果主要受各阶段的目标压力和压力上升速率的影响.     

微观航母之美国航母上的特种辅助车辆

正航母,为了支持其运转并发挥战力,不仅需要众多"彩虹服"来来往往的通力协作,还需要各种各样紧密交联的辅助设备。其中最重要的一大类就是专门针对航母工作环境而设计的特种辅助车辆,涵盖了牵引转运、失事救援、消防、后勤维护等多种用途。飞机牵引车飞机牵引车是最先上舰的航空地面保障车辆之一。二战期间,伴随着航母大发展,舰载机的性能也不断提高,载机数量和出动强度都迅速增加,也就有了对飞机牵引车的需求。早期的舰载机牵引车直接从岸基机场搬来,基本是陆军的吉普车或中型农用拖拉机。战后随着吨位载荷和外形尺寸更大的喷气式飞机和直升机的陆续上舰,作为运载平台的航母和两栖攻击     

特殊压力条件下非电导爆管传爆速度的研究

研究了导爆管在方形不锈钢管道内承载3种不同压力环境的传爆速度,即:导爆管外壁承载0~0.6MPa正压,方管外引爆;导爆管内外壁承载-0.1~0MPa负压和0~0.8MPa正压,方管内引爆.结果表明:第1、2种条件下的压力变化对爆速没有影响;第3种条件下爆速先增大至1804m/s(0.2MPa),再减小到1424 m/s(0.8MPa),从压力增加和氧含量变化及曲线回归分析,可知导爆管在正压力增大到某一值时可能会熄爆,通过曲线回归公式计算得出该压力值为1.54MPa;压力继续增大到某一值时导爆管将拒爆.     

液压同步提升装置在直升机定检维护中的应用

直升机提升是进行起落架维护工作的基础,在起落架维护工作中占有相当的时间比例,以某军用直升机为研究对象,设计了采用闭环反馈控制原理的液压同步提升系统,给出了液压同步提升系统的组成,重点设计了液压回路,详细描述了直升机提升工作过程;该系统可以实现对直升机的同步提升,从而提高了起落架的维护效率。     

飞机起落架的主动控制欲半主动控制研究

起落架缓冲系统对飞机的滑行性能有着决定性的影响。主动和半主动控制技术，可以通过对地面输入的实时反馈，由控制器随时给出不同激励状况下的最优控制率，改变缓冲系统的刚度和阻尼，大大降低起落架传给机身的冲击载荷和振动载荷，提高飞机的疲劳寿命。同时还可以减小飞机重心的垂直位移和飞机的俯仰运动，进一步提高飞机的乘坐舒适性和操纵稳定性。与主动控制相比，半主动控制能够达到与之相近的性能，且结构简单，成本低，因此更具有实用价值。     

无人直升机自动起降段高度控制技术研究

无人直升机自动起降是飞行控制过程中的重难点,针对某型无人直升机自动起降阶段出现的特殊问题,考虑质量不确定性以及地效因素的基础上,设计出基于高度的高度控制和基于升降速率的高度控制两种控制方案,通过Matlab仿真和综合仿真对比,说明基于升降速率的高度控制方案能够较好地解决不确定性问题,满足了不同环境下飞行控制性能要求,并提高了控制精度,更适合样例无人直升机起降段的高度控制。     

某型飞机起落架运动的SIMULINK仿真

针对某型飞机起落架的运动,建立速度和加速度运动模型,利用动态仿真软件MATLAB／SIMULINK进行运动学仿真,得到各构件运动的速度和加速度的仿真曲线,为起落架的设计及飞机的加改装提供弘要的依据。仿真曲线与起落架的实际的运动相一致,表明模型的正确性。与传统方法相比,该方法大大简化建模过程,且所建模型易于修改、扩充,仿真结果直观,便于分析处理。     

非圆截面云雾爆炸超压场数值模拟

为研究非圆截面云雾爆炸超压场的分布特性,用LS-DYNA程序对云雾爆炸超压过程进行了数值模拟,将数值模拟超压值与试验超压结果进行了对比,得到了0°、90°、135°和180°共4个方向的峰值超压随距离的变化规律,以及不同起爆高度对超压场分布的影响。结果表明,试验中起爆云雾呈椭球形爆轰火球。4个方向在距离爆炸中心5 m处的峰值超压为2.9~5.2 MPa。在距离爆炸中心5~50 m范围内,地面冲击波轨迹呈椭圆形。冲击波在90°方向的传播速率最小。当起爆高度由0.5 m增加至2.5 m时,5~15 m范围内的地面峰值超压平均提高了8%。     

防空导弹起落架结构振动特性仿真分析

为了研究导弹发射时起落架结构的振动特性问题,利用三维建模软件和有限元分析技术建立了防空导弹发射装置的刚柔耦合动力学模型,深入研究了起落架结构的振动响应和变形情况。通过模态分析和谐响应分析,获得了在燃气流冲击作用下起落架结构的振动频率、模态振型以及结构应力的频率响应曲线。经验证,仿真与试验数据相一致。研究结果表明:模型较好地反映了起落架结构的振动特性,为进一步研究发射装置振动,避免共振等不良现象的发生提供理论参考。     

动态云雾形成及爆轰场特性

为获得动态云雾爆轰的超压场分布特征,采用空投方法实现动态云雾的形成和爆轰过程。利用高速运动分析系统和压力测试系统分别对动态云雾分散、爆轰过程和动态爆轰超压场进行测量,对动态云雾的燃料抛撒和超压场分布进行了研究,分析了轴向有加强杆装置结构和轴向无加强装置杆结构对动态云雾爆轰超压场的影响规律。结果表明:轴向无加强杆结构和轴向有加强杆结构的动态最大峰值超压分别为3.62 MPa和3.20 MPa,轴向无加强杆结构具有较大的毁伤距离;动态爆轰最大峰值超压较静态爆轰最大峰值超压提高31.2%,且动态爆轰毁伤距离大于静态爆轰。     

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。     

C8051F02X在飞机加油设备中的应用

采用C8051F02X的飞机加油设备动态监控系统由压力与流量传感器、固态继电器和光电隔离器等组成.单片机通过压力传感器对压力采样,当压力超过安全设定时,自动关闭电机和控制阀,停止加油,对加油系统和飞机进行安全保护.该系统硬件含输入、输出及人机接口三部分,单片机内部基准电压则分别为A/D和D/A转换器提供基准电压.     

激光选区熔化成型15-5PH不锈钢动态力学性能研究

为了研究激光选区熔化(SLM)成型15-5PH不锈钢的动态力学性能,对SLM成型15-5PH不锈钢试件开展动、静态压缩力学试验,获取力学性能参数,拟合其动态本构模型,并与锻造15-5PH不锈钢进行对比。结果表明:SLM和锻造15-5PH不锈钢准静态屈服强度分别为1 418 MPa和1 295 MPa,SLM成型15-5PH不锈钢提高了9.5%,并且加工硬化更显著; SLM成型工艺有助于15-5PH钢抵抗温度软化效应,提高动态屈服强度峰值; SLM技术应用于15-5PH不锈钢具备可行性。