关于热结构剪应力对碳-碳头锥再入性能影响的实验鉴定

在洛克希德受控加热与再入模拟的氢-氟火箭排气试验室进行了三个精细编织的碳-碳再入飞行器头锥的热结构试验,目的是鉴定在再入时滞点附近区域的热结构诱导剪应力破坏与后退速率之间的可能关系。然后,在麦克唐奈研究实验室高压电弧射流中在168个大气压力下,对于用部分头锥制作的试件作了增强烧蚀试验。从这些研究中未发现剪应力引起严重后退的结论性证据。     

碳-碳鼻锥材料的评价

1.0 序言和摘要本文介绍了用于先进终段防御拦截器鼻锥的碳-碳材料的试验结果和分析评价。本研究期间所进行的各种试验和评价是属于陆军材料和力学研究中心向国防部倡议的先进拦截器材料发展计划的第二阶段。本计划的总目标是研制出下一代反弹道导弹的新材料和设计方案。下一代反弹道导弹,特别是先进终段防御拦截器的性能对导弹鼻锥将提出苛刻的设计和性能要求。鼻锥要承受严峻的空气动力加热,同时可能夹杂着雨滴和核灰尘云团中高速颗粒的撞击。此外,爆炸效应和机动飞行时的空气动力都会给鼻锥带来巨大的动力弯曲载荷。     

国外弹头附面层转捩测量传感器综述

导弹弹头再入大气期间,由于气动环境恶劣弹头外形瞬息万变。变化过程是复杂的,是由多种因素引起的。其中一个重要因素是头锥表面附面层的流态。理论分析与试验结果指出,头锥表面附面层为全层流时,驻点加热率最高,烧蚀率最大。当头锥被充分发展的湍流附面     

再入应用的钨和钼的烧蚀模型

由于难熔金属抗水滴和抗冰粒子侵蚀,因而它是引人注意的再入飞行器头锥的候选材料。本文介绍了钨、钨/25％铼和钼的烧蚀模型,这些模型包含有气体有限扩散的热化学烧蚀和液相移动。假设钨烧蚀在气相中只在其烧蚀表面呈动态化学平衡。这些模型已编入计算机程序,该程序也包括了外形变化、附面层转变、表面粗糙度和两维瞬时传导。用这些模型已经获得了高、低压电弧喷射试验、弹道靶点火试验以及探空火箭飞行试验的良好的相互关系。     

天线罩静热试验位移仿真与分析

对不同连接结构的导弹天线罩在静热试验条件下的位移进行仿真和分析。结果表明：天线罩连接结构不同,头锥和连接环的位移形式和大小变化很大;胶层变形为头锥运动提供了空间,是引起头锥位移的主要原因;外连接结构天线罩比内连接天线罩具有更小的位移。     

由弹道靶试验确定的几种端头材料转换性能的比较

前言碳端头材料,即石墨和碳/碳复合材料在高空/层流条件下会升华,形成一种为每种材料的组成和制造/加工方法所特有的表面微粗糙度分布。有代表性的表面粗糙度单元高度至少有一个量级的差别,因此只能用统计方法来表示。在再入期间形成的表面微粗糙度单元在层流边界层内会产生扰动。随着高度的下降,雷诺数就增大,因而最终可以获得能使粗糙度引起的扰动扩大的端头流场条件,即转捩开始。边界层转变为紊流使得加热率更严重,烧蚀率增大,端头外形改变得更迅速,并且在转捩的下游形成一种宏粗糙度的表面图象(即条纹组     

LTV公司和加勒特公司在高温下试验碳/碳涡轮转子

LTV公司和加勒特公司于1992年2月下旬对涡喷发动机的碳/碳复合材料涡轮转子进行了试验,首次成功地演示的碳/碳材料可用于发动机旋转部件。下一次试验将在1992年第二季度进行,它将模拟巡航导弹5h的飞行。如果试验正常,它就能为研究新一代巡航导弹发动机铺平道路,这种发动机的推力和航程会比现有的发动机增     

在高速下再入飞行器碰撞引信试验的加热和碰撞组合技术

本文阐述了模拟弹道式导弹战斗部触发引信系统的气动加热和高速碰撞组合效应的地面试验技术。这一方法是把头锥固定、装上仪器,由铝粉末-液氧喷管系统产生火焰,并在用炸药推进的铝飞板靶碰撞之前,将火焰喷向头锥。这种旋转飞板技术(靶运动打击固定的头锥)已经在几种先进引信系统的研制设计中得到应用。本文描述其试验方法并介绍新近的试验结果。     

碳/碳复合材料基体抗氧化改性研究进展

表面涂层技术和基体改性是对碳/碳复合材料进行氧化防护的主要措施。对近年来碳/碳复合材料基体抗氧化改性传统技术方法进行全面总结,主要有碳纤维改性、液相浸渍法、添加剂法、催化杂质的直接脱除或失活、基体置换法。介绍碳/碳复合材料基体抗氧化改性新工艺,提出并设计3种碳/碳复合材料基体抗氧化改性最新工艺。并对碳/碳复合材料基体改性研究的发展趋势进行了展望。     

碳/碳复合材料氧化行为的研究

对碳／碳复合材料的氧化行为进行了较系统的研究。通过对材料氧化后的质量损失和显微形貌的观察,指出内部缺陷和浸渍碳石墨化程度较低是导致复合材料氧化性较差的内在因素,讨论了温度和时间对氧化侵蚀的影响,提出了浸渍碳和碳纤维氧化过程的模型     

基于正交试验法的同心筒导流锥设计

同心筒发射装置(Concentric Canister Launcher,CCL)是一种新型舰载导弹垂直发射系统,导流锥是同心筒发射装置中重要的组成部分,用于发射过程中对燃气流进行导流。基于正交试验方法,对影响导流锥底部压力的高度、角度、底部半径进行优化设计,按照设计参数生产加工导流锥产品,在同心筒发射试验过程中对其进行底部压力值测量。结果表明压力值满足设计要求。     

基于碳平衡法计算柴油机燃油消耗量的研究

燃油消耗量是评价发动机经济性的重要指标,碳平衡法作为一种间接测量方法普遍应用于整车油耗的计算.考虑到柴油发动机碳烟中颗粒碳对油耗量计算的影响,基于碳平衡法的基础理论,提出了适用于柴油发动机台架试验的碳平衡法燃油消耗量计算模型,并通过试验进行模型验证.试验结果表明,除怠速工况外,所提模型的计算结果与油耗仪实测值间的误差均小于3%,说明了所提方法的有效性和可靠性,为精确测量柴油机燃油消耗量提供一种重要的途径.     

带隔板中空装药的EFP成型研究

为了得到适用于带隔板中空装药的爆炸成型弹丸战斗部的药型罩结构,通过数值计算对带隔板中空装药的EFP战斗部成型过程进行模拟,分析了EFP成型过程中药型罩表面微元的轴向速度和径向速度随距罩中心距离的变化曲线,得到了大锥角罩和球缺罩结构情况下EFP的成型规律。分析带隔板中空装药的EFP战斗部采用这2种药型罩结构形成EFP的特点,大锥角罩形成的EFP有良好的尾裙结构但头部形状不佳,球缺罩形成的EFP有良好的头部形状但尾裙结构不佳。弧锥结合罩综合这2种形状药型罩的优点,可以形成具有良好头部形状和尾裙结构的EFP。优化设计了一种弧锥结合罩结构并进行了试验验证,试验结果与数值模拟结果吻合较好。     

在佩斯梅克运载系统发射的宇宙飞行器上进行的碳-酚醛飞行试验

由50％碳纤维和50％酚醛树脂组成的碳-酚醛材料,在由佩斯梅克(PacemaKer)运载系统发射的可回收的宇宙飞行器上进行了飞行试验。制作的宇宙飞行器防热层,其烧蚀材料中的碳纤维在飞行器的各部位具有不同的排列方向。宇宙飞行器的试验环境所产生的热流在半球鼻锥处达13.6兆瓦/米~2(1200英热单位/英尺~2-秒),驻点压力达1.27兆牛顿/米~2(12.5大气压)。实验结果表明:由于高热流、剥裂的可能及炭的机械剥蚀,在鼻锥区可产生最大质量损失。在宇宙飞行器的锥部可观察到基本均匀的表面后退和炭层厚度。测量的热流率与计算的紊流和层流热流率的比较,以及用声传感器对边界层声压脉动的测量,可显示出边界层产生了转捩。声传感器为自由飞行研究中对边界层转捩的一般性研究提供了新的有趣的数据形式。     

基于锥膛炮的弹丸弹裙膛内阻力研究

针对锥膛炮炮膛和弹丸的结构特点,分析了锥膛炮直膛段弹丸后弹裙与膛壁之间摩擦阻力的变化过程和锥膛段弹丸弹裙高速冲击锥膛受到的挤压阻力变化过程;建立了弹丸弹裙膛内阻力数学模型;根据所建模型进行了编程计算,得出了弹裙膛内阻力-位移变化曲线、膛压-位移曲线和速度-位移曲线,计算结果与实验结果一致。研究结果可为锥膛炮内弹道设计和弹丸结构优化提供参考。     

弹丸头锥上对称配置的S波段微带天线阵

针对以前传统的微带共形阵在弹道修正弹和遥测等应用平台上安装困难及抗高过载的问题,提出了一种弹丸头锥上对称配置的S波段微带天线阵。该微带天线阵采用天线单元与微带功分器分离的形式,两个天线单元介质基片焊接在23 mm×30 mm的钢片上,用螺钉固定在头锥上铣削出的小平面上,在头锥两侧对称布置。微带功分器放置在锥体内部,天线单元通过背馈方式与微带功分器连接,进行等幅同相馈电。仿真、测试与试验表明:S波段弹丸头锥上对称配置的抗高过载微带天线阵性能指标优良、安装工艺简单且具有抗高过载能力,该研究成果可应用于各种尺寸的遥测和弹道修正弹的弹载共形微带天线阵设计。     

锥膛炮内弹道建模与仿真计算

为了解决锥膛炮内弹道的建模仿真问题,在经典内弹道理论基础上引入了有限元分析方法和修正次要功系数方法。根据锥膛炮炮膛和弹丸的结构特点,将锥膛炮的内弹道过程分为第一直膛时期、锥膛时期和第二直膛时期。在运用LS-DYNA软件对锥膛时期弹丸裙环变形进行有限元分析的同时,结合MATLAB软件对其内弹道进行了建模仿真,得出了该锥膛炮内弹道时期膛压—时间曲线、速度—时间曲线。通过与全直膛炮的内弹道计算结果和试验结果比较,证明了所给方法的可行性。     

引信头锥摆动角对火箭弹气动特性及控制能力影响

针对低旋火箭弹在引信头锥摆动时改变了全弹的气动特性问题,进行了气动特性仿真,分析了引信头锥摆动角对火箭弹气动参数的影响,并利用气动仿真得到的数据进行控制能力的仿真,从而为弹道修正火箭弹设计提供依据。仿真结果表明:升力系数和俯仰力矩系数随引信头锥摆动角的增大都有显著的增大,且在稳定飞行时引信头锥摆动火箭弹的修正能力可以满足火箭弹二维弹道修正的要求。     

头支撑下空化器外形对通气超空泡的影响

目前,空化器外形对超空泡形态的影响研究都是在空化器前的流场未被干扰时进行的,当水洞试验因采用头部支撑方式而影响了空化器前的流场时,通气超空泡形态随空化器外形的变化规律尚不明确。本文应用计算流体力学(CFD)仿真软件FLUENT,参照头支撑下通气超空泡生成的试验模型,建立了随空化器直径、连接杆直径和空化器锥角变化的仿真模型。在通气量一定的情况下,通气超空泡的长度和长径比随头支撑连接杆的增大而增大,随空化器直径的增大而减小,随空化器锥角的减小而增大,并深入研究了空化器外形对空泡尺寸的影响规律,为水洞超空泡试验在头支撑方式下空化器外形的设计提供参考。     

泡沫夹层冯·卡门曲面锥段结构外压承载计算方法研究

曲面锥外形头部整流罩较之现役普遍采用的钝头+单锥/双锥外形头部整流罩,能减小阻尼、消除或减小锥柱交界处较大的脉动压力、大大改善火箭动态气动特性。运用锥壳等效理论和夹层结构计算方法,对整流罩泡沫夹层冯·卡门曲面锥段结构外压计算方法进行了研究,通过理论计算和缩比试验证明:基于锥壳等效理论和夹层结构计算方法及其试验修正系数选取所得出的泡沫夹层冯·卡门锥段外压计算方法能够有效地指导整流罩泡沫夹层冯·卡门曲面锥段结构设计与计算。