初容室容积对燃气弹射载荷与内弹道性能影响

为研究初容室容积变化对燃气弹射载荷与内弹道性能的影响,建立了含二次燃烧和尾罩运动边界的二维轴对称数值模型。在实验数据验证模型可靠性的基础上,研究了初容室容积变化导致流场结构和二次燃烧核心区域改变的机理,分析了弹射过程中影响建压的主导因素,得到了不同初容室容积下的流场、载荷和内弹道性能规律。结果表明:随着初容室高度的增加,燃气射流反射点由筒底转移至筒壁面,二次燃烧核心区域由发射筒上部转移至下部;对于弹底初始冲击压力峰值,容积因素占据主导,对于二次压力峰值,总压因素占据主导;导弹加速度峰值和出筒速度先减小后增加,出筒时间先变长后变短。实验装置初容室高度增加100mm,为最优内弹道设计方案。     

提拉活塞式导弹水下发射过程数值模拟

为综合潜艇和导弹在作战中的优点,将陆上导弹常用的提拉活塞发射方式移植到水下,并利用潜艇进行水下导弹发射,对提拉活塞式导弹发射过程进行数值模拟,建立了耦合求解非定常流场和运动的数值仿真模型,在给定初始条件下,模拟了导弹在水下和空中发射的出筒过程,分析了发射流场和导弹运动参数的变化情况.仿真结果表明:在水下发射导弹的过程中,海水来不及填补因导弹运动形成的弹尾区域空隙而形成了空化,产生了较大的压差阻力,减小了出筒速度和增加了出筒所需时间;弹尾处空化的产生增大了导弹水动力特性的不确定性,给发射内弹道的设计和控制造成了困难,弹尾处空泡溃灭后产生的压力波对弹尾和筒底形成巨大的冲击载荷,并对弹尾和筒底的结构防护提出了更高要求.     

冷发射平台垂直弹射响应特性研究

为研究冷发射平台垂直弹射响应特性,基于发射平台系统结构建立了全行程刚度突变的多级油缸等效力学模型和考虑预压量的适配器动摩擦力学模型,对车身进行柔性处理,建立了考虑场坪坡度的六自由度1/2冷发射平台弹射动力学物理模型和振动方程,其中包含起竖系统、导弹-发射筒系统以及发射车-地面系统。研究了适配器刚度、液压支腿刚度及场坪坡度对冷发射平台弹射响应特性的影响,研究结果可为冷发射平台的结构优化设计和发射场坪的选择提供参考。     

导弹热发射燃气射流对发射筒的影响

为研究导弹热发射过程中燃气射流对筒体的热冲击和动力冲击效应,基于三维、雷诺平均Navier-Stokes方程和RNG(renormalization-group)κ-ε湍流模型,采用域动分层法模拟导弹发射过程,得到了导弹发射过程中筒内的温度、速度、压强云图及筒壁监测点的压强和温度变化曲线。结果表明:发射筒前后盖打开以后,筒内燃气无反射回流现象;导弹发射过程中,筒内的高压燃气向外压迫筒壁,使筒体产生最大变形为0.68 mm;发射筒在最大温度载荷作用下产生的热变形为0.1 mm。     

跨介质弹体出水稳定性

研究弹头构型、发射角及弹射速度对弹体跨介质稳定性的影响机制,为多样化弹道跨介质兵器/飞行器的设计提供试验及理论支持.开展弹体跨介质出水试验及数值仿真,经瞬时图像集解析获取弹体跨介质偏转角变化量及运动轨迹,构建高精度气/水跨介质数值模型,揭示弹体穿越气/水界面过程中弹头构型、发射速度、发射角对弹体承载分布及跨介质稳定性的作用机制.研究结果表明,弹体气/水跨介质数值模型计算误差<5%;同一弹体跨介质出水稳定性随发射速度、发射角增大而提高;相同发射工况时,各弹头构型跨介质出水稳定性：圆弹头>90°锥形头>120°锥形头>平弹头;跨介质弹体表面液膜形态对称性越好、液膜面积变化量越小则有利于减少弹体跨介质径向载荷振幅,提升跨介质稳定性.     

一种新型自力垂直发射技术

目的　为解决战术导弹自力垂直发射中的燃气排导、防护及防意外点火等问题,提出了一种自力垂直发射系统的新方案; 方法　该方案通过加装冷却系统,对导弹发动机喷出的高温和高速燃气流进行冷却; 结果　给出了该方案完整的内弹道计算模型及计算方法,并对其进行实例计算,得到比较满意的结果; 结论　该方案的结构简单、紧凑,冷却系统对燃气流的冷却效果明显,且其对车载、舰载导弹均适用;     

导流锥与环形隔板空间位置匹配优化数值研究

为优化导弹燃气弹射过程中的内弹道载荷,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,建立了耦合导弹运动和二次燃烧的数值模型。在实验数据验证模型可靠性的基础上,解耦分析了导流锥冲击高度和环形隔板布置高度变化对发射筒内压力及温度载荷的影响规律,得到了一组较优的参数组合。结果表明:两者不合理的空间位置匹配会引起筒内流场结构紊乱,筒底和弹底压力出现激烈的震荡;两者的变化均会引起弹底温度曲线出现小幅度的波动;但温度峰值基本不变。当冲击高度与实验装置相同、布置高度为300 mm时,弹底压力曲线平稳性最优,且筒底压力无震荡,此时加速度峰值减小12.5%,出筒速度减小2.4%,出筒时间延长3.7%。     

大长径比固体火箭发动机旋转发射过程装药结构完整性分析

以某防空导弹大长径比双推力固体火箭发动机装药为研究对象,为全面分析导弹旋转发射出筒过程中承受的各类载荷,采用基于三维黏弹性有限元法,对发动机点火出筒过程应力-应变场进行了数值计算. 结果表明,内压载荷、轴向过载及角加速度过载是影响装药结构安全的主要载荷因素,装药的凸台后端面是危险部位,悬臂段的轴向过度伸长可能造成通道阻塞现象,可引发内压剧升甚至壳体破坏的危险. 提出改进装药工装,防止微裂纹的出现;设置有效的装药悬臂段固定支撑机构;优化发动机燃气通道燃通比等方法优化发动机结构.      

射流管伺服阀前置级建模及参数匹配研究

为研究射流管伺服阀前置级结构参数对前置级性能的影响,建立了伺服阀前置级数值模型,并利用PIV技术对前置级流场测量,验证了数值模拟模型的正确性.运用数值手段,分析了前置级主要参数喷嘴孔直径、接收孔直径及喷嘴至接收器距离对恢复压差及其稳定性的影响,获得了三种不同伺服阀流量下前置级最佳结构参数匹配范围.结果表明:喷嘴孔直径为0.22～0.28 mm时,接收孔直径与喷嘴孔直径之比的最佳取值区间为1.1～1.2,喷嘴至接收器距离与喷嘴孔直径之比的最佳取值区间为0.6～0.8.前置级结构参数对接收孔压差稳定性具有直接影响,参数不匹配导致接收器劈尖对不稳定射流边界层的剪切是造成接收孔压差振荡的重要原因.      

结构参数耦合特性下的燃气弹射内弹道性能预示

现有文献分析结构参数对内弹道性能影响主要基于单一变量法,未从全局考虑参数的耦合特性。建立了从内弹道反向设计方程到正向计算方程的一体化模型,考虑结构参数耦合关系,提出了内弹道设计方程的修正方法,分析了以空间尺寸和时间2个维度为基准的内弹道性能变化规律。仿真结果表明:设计方程推导中的简化造成了较大的截断误差,对理想喉部截面积具有放大作用,且随着低压室直径的增加,放大作用越明显;在设计的出筒速度、高压室工作压强下,低压室直径和高度越小,喉部截面积越小,导弹受到的冲击荷载越大,出筒时间越短;通过选择合理的低压室尺寸能使低压室最大压强和导弹最大加速度任意可调。     

致密砂岩气藏应力敏感的全模拟试验研究

高温高压全模拟全直径致密砂岩气藏岩石降压开采试验数据揭示了致密砂岩气藏高速开采可对储层造成渗透率损害 ,损害的机理是孔隙介质中微粒迁移堵塞孔喉和高速开采所导致有效上覆压力增加使孔喉缩小所造成的综合效应。微粒迁移可通过提高生产压差解决 ,而防止大压差生产所引起的应力敏感则必须严格控制生产压差在 0 .2～ 8MPa范围内 ;,对渗透率低于 0 .2× 1 0 - 3μm2 的储层则可适当放大生产压差     

适应性底座附加载荷影响因素的敏感度分析

为研究悬垂弹射系统适应性底座附加载荷影响因素的敏感度,分析了附加载荷的产生原理,推导出附加载荷的数学计算公式;建立了适应性底座附加载荷基准数值模型并通过实验加以验证,同时,将附加载荷的数值解与解析解进行对比;利用结合参数化技术与多元广义多项式神经网络技术对附加载荷影响因素的敏感度进行分析.结果表明:适应性底座S弯处的最小直径D2和离地高度H与附加载荷峰值呈正比关系,S弯处最大直径D1、S弯下弯半径R1以及S弯上弯半径R2与附加载荷峰值呈反比关系;D2、D1及H为影响附加载荷峰值的主要因素,R1及R2为影响附加载荷峰值的次要因素;各影响因素对附加载荷峰值影响的敏感度排序为D1HD2R2R1.     

深厚土层中长径比相近灌注桩承载性状

为了研究长径比相近灌注桩的承载性状,在常州高架道路工程城北干道一承台中设有两根桩径分别为1200 mm、600 mm长径比分别为42.5、45的钻孔灌注桩,分别对其进行静载荷试验和桩身应力测试结果分析.研究结果表明:桩端承载力低,两桩的载荷-沉降关系均表现为陡降型,且存在明显拐点;两桩桩身轴力分布曲线形态相似,小直径试桩的竖向载荷沿深度衰减规律相对于大直径试桩更接近于线性,载荷传递率更高;同一土层中直径较小试桩侧摩阻力略大于较大直径试桩,并且在其桩端附近出现明显大于同深度大直径试桩侧摩阻力的现象.该结论对深厚土层中灌注桩的设计、施工具有一定参考价值.     

椭圆形截面织构的最优参数设计模型

为建立流体润滑状态下表面织构的最优参数设计模型,采用求解表面织构润滑计算模型的方法研究织构参数和工况参数对摩擦因数的影响规律.研究结果表明:最优织构直径越大,其对应的最优织构深度也越大;深径比参数不能作为织构尺寸参数对摩擦因数影响的唯一表征,即织构直径和深度2个参数应分别进行研究,但当深径比在0.005～0.01之间时,不论织构直径和深度如何,其对应的摩擦因数均较小;最优织构面积比与织构尺寸参数及工况参数无关;载荷越大,速度越小,对应的最优织构深度越小,而最优织构直径越大.在仿真结果的基础上,建立椭圆形截面织构的最优参数设计模型,并对模型进行试验验证和应用分析.     

朝鲜试射“洲际导弹”:危险的“亮剑”

<正>7月4日,在美国国庆日和G20汉堡峰会前夕,朝鲜高调进行了首次"洲际弹道导弹"试验,全球为之哗然。从朝鲜公布的图片上看,"火星-14"采用两级结构、液体推进,以八轴运输—起竖—发射三用车运载,是一种此前从未公开亮相的新型弹道导弹。朝鲜此次仍延续以往的中远程导弹试射方式,即采用高抛弹道人为缩短实际射程。按朝中社报道(美韩观测到的数据与朝鲜公布的基本一致),导弹飞行了39分钟,最大     

滚珠丝杠驱动的杠杆-肘杆二次增力数控压力机设计

针对目前由普通电机驱动的机械式曲柄压力机由于动力系统上置导致重心高、动态稳定性差、噪声大等不足,创新设计滚珠丝杠驱动的杠杆-肘杆二次增力数控压力机.阐述工作原理,给出简明的输出力计算公式.该压力机在结构上采用对称式布置,动力系统置于工作台下方,由伺服电机驱动.驱动力经肘杆和杠杆两级放大后输出至滑块以满足大吨位的压力加工要求.动力系统下置和新颖的对称式结构设计不仅使压力机具有良好的力学性能和动态稳定性而且体积小.采用伺服电机驱动可以使滑块的工作位移曲线和速度曲线以及冲裁力根据工艺要求,通过调节伺服电机的速度进行设定,从而达到近乎静音冲裁的效果.     

航天器多层隔热组件薄膜受力均匀性

航天器在发射迅速泄压过程中，多层隔热组件的薄膜受力均匀与否是判断隔热组件是否失效的关键指标之一。在一定压差环境下，若每层隔热薄膜受力不均匀，则某一层薄膜会因承受较大流体压力而失效。该文以多层隔热组件受力均匀性指标展开研究，建立多层隔热组件三维切片模型，采用计算流体动力学(computational fluid dynamics, CFD)方法，分析了多层隔热组件在泄压过程中各级薄膜的受力情况；提出了薄膜压差系数，该系数是体现薄膜受力均匀性的关键指标；采用正交实验设计，分析了多项结构参数对薄膜压差系数的影响规律。结果表明：结构参数对薄膜压差系数的影响程度从大到小分别为薄膜孔直径、薄膜层数、错孔距离和薄膜厚度。该文提出了一种计算薄膜压差系数的数学解析方法，通过将该数学解析方法与CFD方法的计算结果进行对比分析，发现该方法更准确。该数学解析方法可用于快速计算多层隔热组件薄膜压差系数，为判断多层隔热组件薄膜在航天器发射过程中的受力均匀性提供依据，对避免多层隔热组件失效具有重要意义。     

倾斜式双圆柱滚子包络环面蜗杆传动的等温弹流润滑分析

为了研究倾斜式双圆柱滚子包络环面蜗杆传动的共轭齿对在啮合传动过程中的润滑特性,在其啮合理论和弹性流体动力润滑理论的基础上,根据牛顿流体弹流润滑模型建立了倾斜式双圆柱滚子包络环面蜗杆传动的等温弹流润滑简化模型及线接触弹流数学模型,利用牛顿迭代法和牛顿-拉夫逊法进行了数值求解,得到了该传动副的油膜压力及油膜厚度曲线,并据此分析了滚柱半径、喉径系数、滚柱偏距、倾斜角对弹流润滑特性的影响。结果表明:该传动副具有较好的润滑性能;喉径系数和滚柱偏距是影响润滑特性的重要因素,滚柱半径和倾斜角对润滑特性的影响较小;蜗轮齿顶处的润滑效果优于蜗轮齿根处;要使传动副保持良好的润滑性能,喉径系数不宜过小,滚柱偏距不宜过大。     

基于横向载荷转移率的叉车横向稳定性分级控制

文章基于ADAMS建立了平衡重式叉车整车虚拟样机模型,基于11自由度叉车动态数学模型进行了叉车横向载荷转移率计算,在此基础上提出了一种基于横向载荷转移率的叉车横向稳定性分级控制方法,并根据横向载荷转移率将叉车横向稳定性控制分为2级;当横向载荷转移率大于二级阈值时执行油缸锁定控制,当横向载荷转移率大于一级阈值且小于二级阈值时执行模糊控制。基于ADAMS和Matlab/Simulink联合仿真的结果表明,该文提出的基于横向载荷转移率的叉车防侧倾分级控制方法可有效提高叉车的横向稳定性和主动安全性。     

丝直径和长度对电爆铜丝制备超细粉的影响

提出一种电爆金属丝制备超细粉的新方法,金属丝不与电极接触而是在高压电场中爆炸形成超细粉.研制试验装置,电爆不同直径和长度的铜丝,并获得超细粉末.在扫描电镜下观察粉末形貌,结果显示,粉末颗粒为圆球状,多数处于纳米级,且分散良好.采用对数正态分布算法分析粉末粒度分布.结果表明,粉末的粒度分布集中,平均粒径较小.进一步研究发现,铜丝直径越小,电爆制备的粉末中位径就越低、粒度分布越窄;电极间距一定时电爆长度适中的铜丝,可获得中位径小、粒度分布窄的纳米粉.