火箭发射初期双面排导型发射台瞬态承载特性研究

利用发射燃气动力学瞬态数值模拟方法,研究了双面排导型发射台承受的燃气流冲击作用力随时间变化特性.研究表明:双面排导型发射台承受燃气流作用力随着喷管距双面导流器高度的增加而下降;由于燃气射流压力波系呈正负交替变化,使得导流器承载在总体下降中呈脉动变化;同时,由于喷管内压强的不同,导流器承受的燃气流冲击作用力呈现脉动变化或平稳变化趋势.     

发射设施热防护研究

热防护是热发射技术主要研究内容之一.提出在发射燃气动力学全三维仿真和相似理论研究的基础上,开展喷流缩比试验工作,通过喷流缩比试验对理论仿真结果和热防护方案进行验证,近似获得结构烧蚀范围和烧蚀程度,以指导热防护设计的工作思路,从而确定了"疏、堵、避、防,快速更换"的设计方法.     

固体火箭发动机尾焰注水流场对导流槽排导性能影响研究

为了研究固体火箭发动机尾焰注水流场对导流槽排导通畅性的影响,设计了火箭发动机和导流槽缩比模型并完成了发动机系留点火及注水试验。结果表明：向尾焰注水能够使流入导流槽内混合气体温度降低到原来的1/2,实现对导流槽的热防护;但大量的水蒸气生成并与燃气混合后进入导流槽,影响了导流槽的排导性能。为了解决该问题,建立了在Mixture多相流模型基础上的数值计算模型,在Mixture多相流模型中以源项形式添加液态水与燃气两相流作用过程中的质量和能量转移方程,通过与试验数据对比,验证计算模型具有较高的精度和可靠性,并进一步得出燃气流场和液体流场的相互作用和对导流槽的排导性能的影响。在此基础上分析了发动机喷管数量、导流型面曲线类型对导流槽排导通畅性的影响,为火箭发动机尾焰注水系统工程应用提供参考。     

固体火箭发动机燃气导流片导转特性分析研究

在固体火箭发动机喷管内采用燃气导流片技术,可以使火箭绕其纵轴旋转。文中建立了喷管内燃气导流片流场数值分析的数学和物理模型,通过数值仿真分析了导流片产生导转力矩的原因及其结构参数对火箭导转特性的影响,并采用高速旋转试验和外弹道飞行测试试验结果与理论计算结果进行比较,结果表明火箭最大转速的理论计算结果和试验结果一致性较好,从而验证了燃气导流片数值模型的可靠性。     

导弹水面热分离过程运载器内流分析

针对导弹与运载器水面动态热分离过程,导弹喷流在运载器内腔的流动特性与流场特点进行较详细的分析研究,并分析讨论了运载器电气控制系统组件在内腔的气动布局问题.有关研究结果在某导弹与运载器的水面分离性能设计与分离力学环境改善优化中得到应用.     

导流槽和混合比对发动机喷流噪声特性影响实验研究

为分析研究火箭发动机喷流噪声特性的影响因素,设计了火箭发动机喷流噪声实验系统;采用BK数据采集系统及噪声处理软件进行噪声数据的采集和分析,研究发动机混合比以及导流槽对火箭发动机喷流噪声特性的影响。结果表明:随着发动机混合比的上升,发动机从富燃燃烧状态转换到富氧燃烧状态,噪声声压级降低;导流槽对喷流噪声有遮蔽作用,且随着导流槽距喷管出口距离的增大,遮蔽作用下降,噪声声压级上升。     

基于导流控制底排增程原理的燃气流场数值仿真

导流控制底排增程原理是一种既可改善底排增程效率又可以提高其射弹精度的新技术新原理.该文结合对传统底排增程原理的特征分析,导出了导流控制底排增程原理成立的压力条件,给出了基于导流控制底排增程原理的导流控制体内外压力场与速度流场的初步数值仿真结果.数值仿真结果与试验现象吻合较好.     

基于二氧化碳喷射的导弹热发射新型排导方案设计

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。     

一种水下航行器燃气涡轮机性能模拟试验方法

针对以往水下航行器动力系统设计试验中的不足,通过分析水下航行器涡轮机的基本原理,利用空气动力学和流场相似理论,对涡轮机性能模拟试验原理和方法进行了探讨,提出了一种通过燃气涡轮机低工况性能模拟试验来验证设计工况的试验方法,旨在为涡轮机的性能试验验证提供理论基础,同时为涡轮机的试验条件建设提供参考。     

某型车载导弹垂直发射系统动力学仿真研究

针对某大型车载两联装导弹垂直发射系统,基于多体系统动力学理论,综合考虑导弹垂直热发射技术的优点、牵引半挂车运载平台的机动性特点等,发射平台设计为牵引车拖挂半挂车发射车模式和半挂式发射车模式,对两种方案的发射系统进行相应的动力学特性分析并加以比较.分析表明,两种方案的发射系统均可行.比较分析导弹发射瞬间发动机产生的较大短暂冲击对系统的影响,结果表明这个冲击对系统影响很大.     

导流板对Banki式风机性能的影响分析

Banki式风机是一种适合在低风速下运行的小型风机,但其在迎风方向存在负力矩,整体效率不高的问题,为此提出了在迎风方向上安装一个弧形导流板的方案。为了探索导流板对风机气动性能的影响机理,并定量分析导流板对风机发电功率的影响,使用滑移网格技术对风机进行了二维非定常数值流体动力学仿真。仿真结果表明：导流板可减少叶轮在逆风半周期内的负转矩,提高风机的输出功率最高可达66.9%.     

偏导射流伺服阀前置级流场特性研究

建立偏导射流伺服阀前置级流场精确且完整的数学模型,对伺服阀先导级设计和研究有着重要作用。将射流过程分为初次射流、偏导板压力恢复、二次射流、接收口压力恢复4个阶段,在前置级二次射流过程中分别采用不同理论模型来构建前置级流场完整的数学模型,对射流形态的演变过程进行了描述。分析发现,油液射流进入前置级流场与偏导板侧壁发生撞击,流动形态发生改变,一部分油液沿侧壁反向流出偏导板,另一部分油液流速降低在下游形成高压区。油液流出偏导板时受到分流器的作用,分别流入不同通道。根据节流模型流量和压力特性公式求得了压力增益,并建立起负载压力与偏导板偏移量之间的数学关系。数值模拟过程中,采用不同湍流模型对前置级流场压力分布进行了分析。通过数值模拟仿真结果、外特性实验结果与射流模型计算结果的比较和分析,验证了该模型描述射流特性的有效性和合理性。     

偏转板射流式伺服阀前置级液动力计算方法研究

针对偏转板射流式伺服阀前置级液动力的计算与检测问题,提出了基于矩形喷口和接收器的前置级节流模型,推导得出了液动力简化计算公式。从射流角度出发,建立了伺服阀前置级的二维流场模型,提出了两种基于仿真离散数据的稳态液动力的计算方法,即动量定理法和压力差法,进行了某型伺服阀的液动力计算。设计了前置级液动力的自动化测试系统,实现了对液动力的测量。仿真与试验表明,理论公式、基于离散数据的数值计算以及试验结果基本一致,从而为此类伺服阀的开发与优化提供了可行的方法和技术。     

偏导射流伺服阀建模及动态特性研究

为研究偏导射流液压放大器内部结构与伺服阀动态性能的内在联系,分别建立力矩马达、偏导射流液压放大器、功率级液压放大器的解析数学模型。分析接收口的复杂流动情况,提出一种简化的前置级液动力计算方法。构造偏导射流伺服阀完整模型,揭示射流口宽度、射流盘厚度及喷射口宽度对伺服阀动态特性的作用机理。针对整阀动态特性的漂移问题,探究了偏导射流前置级流量增益的非线性变化规律及其对动态特性的影响规律。仿真和试验结果表明,该数学模型能够有效地复现实际伺服阀动态特性,可为偏导射流伺服阀的设计和优化提供理论基础。     

四股燃气射流在整装式液体中扩展特性的实验研究

为了探索控制整装式液体发射药火炮燃烧稳定性的方法,设计了多结构的圆柱及圆柱渐扩型观察室,利用高速数字录像系统记录了四股燃气射流的扩展过程,通过处理射流扩展过程的序列图,得到不同时刻燃气射流头部的平均轴向位移,对比了采用不同渐扩比的A型、B型和G型观察室以及在A型观察室中不同喷孔压力、喷孔直径、喷孔中心间距等参数对四股燃气射流在液体工质中扩展特性的影响。实验结果表明:多级渐扩型结构能够通过台阶的诱导作用,增强射流径向扰动,当渐扩比(ΔD/L)从0.3增加到0.6,射流轴向位移减小了10.8%;随着喷孔压力增大,气体射流强度增大,喷孔压力从9.18MPa增大到15.30MPa,t=4ms射流轴向位移增加了20.9%;当喷孔直径从1.4mm增大到2.0mm时,轴向位移较快,气液掺混较剧烈,t=5ms射流轴向位移增加了24.1%;增大喷孔中心间距,可以使径向扩展更加充分,减慢轴向扩展,当喷孔间距从16mm增大20mm时,t=5ms射流轴向位移减小了20.6%。     

空射火箭发射环境及测试方法分析

分析空射火箭发射环境及测试特点。通过与常规地面发射火箭的比较,提出了空射火箭发射使用条件及环境要求,为空射火箭测试提供参考。分析总结空射火箭测试阶段及方法,为加快测试进程,选取快速测试内容提供依据。     

燃气流对某防空火箭武器射击准确度的影响研究

为了研究某新型火箭武器燃气流对射击准确度的影响, 文中分析了在较小的发射间隔时,前弹燃气流对后弹的作用力.建立了燃气流冲击力模型,以六自由度刚体弹道模型为基础,建立了火箭弹的外弹道方程,最后基于蒙特卡罗法建立了仿真系统并进行了仿真计算.仿真结果表明燃气流对射击准确度具有一定的影响.     

制导系统启控时刻对火箭弹初始扰动的影响研究

借助ADAMS和MATLAB／SimuLink的接口环境建立了带制导系统的发射动力学模型。模型可综合考虑弹管间隙以及系统时变参数特性；进行有无制导系统的模拟对比发现，火箭弹离轨前启制导系统可以适当减小火箭弹的扰动角速度，而且启控时刻越早，对火箭弹的出口姿态越有利；研究了制导系统启控时刻随机性对火箭弹出口角速度散布的影响，结果发现其影响不容忽视。