基于爆炸激波管的固体火箭级间热分离天地差异研究

级间热分离是固体火箭飞行过程中的一个关键环节,但在实际工程研制中,地面试验往往不能完全覆盖飞行状态级间分离的全部环境条件.为此有必要掌握级间热分离过程的天地差异性,使得地面试验结果能够有效地反映飞行环境.本文以爆炸激波管级间分离试验这一新型分离试验技术为研究背景,结合理论模型和数值仿真,比较分析了飞行试验和地面试验中三类工况下初始分离过程中腔内气体压强的变化规律,并推导了能够近似描述压强变化的分段线性上升的相似律,从而阐明了通过爆炸激波管模拟级间分离等问题的试验机理.     

自主水下航行器载荷侧向分离三维运动仿真分析

为了对自主水下航行器(AUV)载荷侧向分离安全性进行研究,建立了AUV载荷侧向分离三维运动模型.基于多刚体系统笛卡尔动力学理论,考虑了侧向分离过程中载荷与运载器之间的耦合运动关系,采用带拉格朗日乘子的多体系统动力学方程,建立载荷侧向分离三维运动模型;基于刚体动力学理论,采用牛顿-欧拉方法,建立AUV载荷侧向分离后载荷与运载器的单刚体运动模型.为避免求解过程中出现约束违约现象,采用约束违约稳定法对AUV载荷侧向分离多体系统运动方程进行处理,采用四阶龙格库塔积分算法对一定工况下载荷侧向分离运动进行仿真,结果表明所建立的AUV载荷侧向分离三维运动模型是有效的.     

级间分离二级折叠尾翼展开动力学仿真

针对两级火箭在级间分离时二级折叠尾翼的展开问题,研究了尾翼展开时间的影响因素。首先分析了尾翼展开片数对飞行器静稳定性的影响,然后根据单片翼面所受到的力矩,建立了二级折叠尾翼展开动力学方程,得到单片翼面展开过程中翼面张角与力矩的变化,最后使用ADAMS软件对六片翼面进行动力学仿真,对翼面展开的同步性进行计算,为折叠尾翼的弹簧设计和级间分离点的选择提供理论依据。     

平行反应的热动力学研究法(Ⅱ)——平行一级和二级反应

根据热动力学基本理论,导出了平行一级和二级反应的热动力学方程,建立了热谱解析平行的一级和二级反应动力学参数的数学模型,通过对两个模拟平行反应体系的热动力学研究验证了方法的正确性．     

平行反应的热动力学研究法（II）——平行一级和二级反应

根据热动力学基本理论，导出了平行一级和二级反应的热动力学方程，建立了热谱解析平行的一级和二级反应动力学参数的数学模型，通过对两个模拟平行反应体系的热动力学研究验证了方法的正确性。     

径流式透平叶轮内部正冲角工况下的三元分离流动特性分析

应用Ｅｕｌｅｒ分离模拟方法，对叶轮内部正冲角工况下的三元分离流动进行了预测．文中简述了采用Ｅｕｌｅｒ方程模拟分离流动的基本思想和作者发展的数值方法；示出了叶道内部分离流场及其流动特性，分析了相应的分离流型及旋涡运动规律；探讨了正冲角工况下叶轮内流分离的机理。     

某火炮自动供弹机动力学分析

该文运用第l类拉格朗日方法，建立某自行火炮链式自动供弹机构的三维实体模型和多刚体动力学模型。模型考虑机构间的碰撞，动力参数中计及电机过渡过程的影响。借助于动力学分析软件Adams求解动力学方程，获得该机构在供弹动作过程中的动态响应和不同工况下该机构的运动规律和振动形态，对结果进行分析，得出的结论，可以为该机构的优化设计和维护打下基础。     

基于蒙特卡洛模拟的导弹级间分离干扰仿真

级间分离的稳定性、可靠性关系到主级导弹的稳定飞行,采用蒙特卡洛方法对干扰作用下的导弹级间分离进行模拟仿真。首先分析影响级间分离过程的各种随机干扰因素,在此基础上建立了包含随机干扰因素的分离动力学数学模型,然后利用蒙特卡洛方法和随机干扰参数对分离过程进行仿真。仿真结果表明,各种干扰作用下助推级和主级可安全分离。蒙特卡洛方法可快速对级间分离潜在风险以及失败概率进行预测,同时也能定量评估各项干扰因素对分离的影响程度。     

基于Mathematica模拟固体热释光的辅助教学研究

基于Mathematica数学软件模拟了固体热释光理论模型中经典的一级和二级动力学方程,主要就影响热释光谱的动力学级次b、初始电子浓度n0、频率因子s、电子陷阱深度E和线性升温速率(等因素进行了详细的数值模拟.结果 表明,固体热释光的发光强度随初始电子浓度n0和频率因子s的增加而增强,随陷阱深度E和线性升温速率β的增加反而降低.一级动力学热释光谱的积分强度与初始电子浓度呈现的良好线性关系是固体剂量计应用的理论基础,并阐明了同时给出测试条件(如线性升温速率)和热释光谱的重要性.     

带闭环的多刚体系统的动力学方程

应用Roberson/Wittenburg方法中描述多刚体系统形态的关联矩阵和通路矢量矩阵及Kane方程处理多刚体系统的方法,推导了全部转动铰带闭环的多刚体系统的动力学方程,因而使推导过程简单、明了,得到的动力学方程可使进行带闭环的多刚体系统的数值计算更易程序化。     

用高精度迎风格式模拟潜入式喷管流场

为了研究固体火箭发动机潜入式喷管内部工质的流动特性 ,首先采用改进的 L U-SGS方法和高精度、高分辨率的 MUSCL TVD格式数值模拟了 JPL美国喷气推进实验室喷管 ,数值模拟结果和实验结果吻合得很好。证明了这种方法可以准确地捕捉到流场中可能出现的各种复杂流动。用同样的数值计算方法模拟了固体火箭发动机潜入式喷管 3个时刻的准三维流场 ,对复杂的计算区域做了分区处理 ,为复杂的边界条件做了简化处理模型。分析了燃烧室潜入段处涡的形成和发展过程以及入口湍流度对喷管的气动参数的影响 ,为设计高性能的固体火箭发动机提供了有益的帮助     

喷管不足膨胀冲击喷流的数值研究

针对喷管不足膨胀冲击喷流具有复杂波系结构的特点,应用高分辨率的ＴＶＤ格式建立了求解轴对称Ｎ－Ｓ方程的数值研究方法．对一定压比的冲击喷流在不同的喷管和平板间距下的流场进行了数值计算,得到了冲击喷流的复杂波系．对冲击喷流中盘形激波的形状、冲击平板的压力分布以及二者的关系进行了研究分析,揭示了冲击喷流产生分离泡的机理．     

Numerical Study of the Feed Flow and Its Influence on the Separation Efficiency of a Gas Centrifuge

ＮｕｍｅｒｉｃａｌＳｔｕｄｙｏｆｔｈｅＦｅｅｄＦｌｏｗａｎｄＩｔｓＩｎｆｌｕｅｎｃｅｏｎｔｈｅＳｅｐａｒａｔｉｏｎＥｆｆｉｃｉｅｎｃｙｏｆａＧａｓＣｅｎｔｒｉｆｕｇｅＦｕＲｕｉｆｅｎｇ（傅瑞峰）；ＣｈｅｎＷｅｉｂｏ（陈伟波）；ＹｉｎｇＣｈｕｎｔｏｎｇ...     

出口锯齿修形对轴对称喷管RCS的影响研究

为了研究出口边缘锯齿修形对轴对称喷管边缘绕射场和腔体内部散射场的影响,以轴对称喷管为基准模型,对其出口边缘进行8种不同齿角的锯齿修形,齿数均为12,采用迭代物理光学法和等效边缘电磁流法研究分析了基准喷管模型和8种出口锯齿修形喷管模型的边缘绕射场和腔体散射场的电磁散射特性。结果表明：对出口边缘进行锯齿修形可有效降低喷管全局探测角范围的绕射场RCS,且修齿齿角越小,效果越明显;但出口边缘锯齿修形对降低喷管腔体散射场RCS无明显作用。     

SF6压气式灭弧室冷态气流场与介质恢复强度计算

应用Ｔａｙｌｏｒ－Ｇａｌｅｒｋｉｎ法对可压缩气体非稳态控制方程组进行了数值求解，计算了ＳＦ６压气式断路器灭弧室在不同压比，不同喷口形状下的流场分布。通过对计算结果的分析，讨论了在不同情况下灭弧室对开断小电容性电流后的过电压的承受能力。     

整体涡旋流畸变下的压气机失速机理分析

为了研究跨声速压气机在整体涡旋流畸变下的失速机理,采用数值仿真方法对Stage35进行了整级数值模拟,研究了叶片通道流场中触发压气机失速的关键因素,分析了不同转速下,叶顶泄漏涡和径向涡在旋流畸变条件下的变化情况。结果表明:同向整体涡能抑制叶背流动分离,使径向涡体积减小,叶顶泄漏涡减弱,叶顶通道堵塞程度减小,压气机稳定裕度增大;出现反向整体涡时,叶背气流分离加剧,径向涡体积扩大,低转速下,泄漏涡增强,堵塞区面积增大,高转速下,泄漏涡变化不大,但径向涡体积扩大引起流体向叶尖堆积,形成大面积的吸力面尾缘低速区,更容易导致压气机失稳。     

涡流钻头降压机制及设计原则

涡流钻头通过反向喷嘴和高速旋转形成负压漩涡,降低井底压差,提高钻井的机械钻速。对涡流钻头降压机制进行研究。采用混合网格计算方法分析反向喷嘴的轴向倾角、径向倾角、上返流量、出口高度和旋转速度等对涡流钻头降压性能的影响,并提出涡流钻头的设计原则。结果表明:反向喷嘴下方井底钻井液回流是影响涡流钻头降压能力的主要因素。涡轮钻头设计的理论原则:轴向倾角为150°~180°、径向倾角为60°~75°、上返流量大于30%、反向喷嘴的出口高度为100~140 mm,井壁间隙应小于3 mm,尽可能地提高钻头旋转速度。     

基于多重角度离散的排气系统红外辐射特性数值模拟

为解决有限体积法耦合求解排气系统红外辐射特性时角度离散数目不足的问题,提出多重角度离散方法,并计算了某轴对称排气系统的空腔-喷流组合红外辐射特性。用较粗的离散角度耦合计算每个喷管空腔微元面的辐射亮度,用较细的离散角度对空腔-喷流组合辐射的每个控制角进行独立计算,求解红外辐射强度。结果表明,多重角度离散方法可以使排气系统红外辐射程序在保证计算精度的同时,探测方向更加灵活,克服了有限体积法求解喷管空腔-喷流组合辐射强度分布时角度离散数目不足的问题。     

喷嘴对锥形涡流管热分离影响研究

通过涡流管内部气体的流动分析,得到了喷嘴结构对涡流管热分离性能的影响关系,基于锥形涡流管进行了对比实验,实验验证了分析结果的正确性.实验结果表明:影响涡流管热分离性能的基本参数是喷嘴流道的总截面积,而非单个流道的截面积或流道个数.保持单个流道的截面积一定,当冷气流率较小时,流道个数越多对应制冷效应越大,而冷气流率较大时,结果相反.当冷气流率较小时,增加喷嘴流道的总截面积可获得更高的制冷效应,但制冷效率变化不大.分析表明:在本实验条件下当喷嘴流道总截面积与锥形涡流管截面积之比为0.153时,可同时获得较高的制冷效应和制冷效率.     

旋转射流流线分析及旋流强度的计算

为了研究旋转射流的流动特性以及喷嘴和叶轮的几何形状对旋转流体旋流强度的影响,对旋转射流的流动及旋流强度进行了理论分析及计算。结果表明,在理想情况下,旋转射流的流线为一条对数螺旋线。为了使水力损失最小,导向叶轮的外形应与其流线相一致,旋流强度的大小取决于喷嘴的各个参数及叶轮的几何形状。同时利用五孔探针对不同旋流强度的喷嘴进行了轴向速度、切向速度的实测试验。试验结果表明,在旋转射流的主体段,轴向速度剖面呈现出“Ｍ”形分布特点,切向速度剖面呈现“Ｎ”形分布特点。旋流强度越大,旋转射流轴向速度越小,切向速度越大。旋转射流的能量随旋流强度的增加,衰减加快,射程变短。