舰载导弹垂直发射系统燃气流场的三维数值计算

用求解三维Navier-Stokes方程的方法,对舰载垂直发射系统发射导弹时燃气流场进行了数值计算,紊流模型采用标准k-ε二方程模型,计算方法为有限体积法,计算网格为结构化网格.计算出了导弹点火后未动、导弹运动至发射箱1/4,1/2,3/4高度和导弹尾部刚出发射箱时等5种典型状态下的燃气流场分布规律,并给出了一些特性曲线,为深入研究这种复杂现象提供了重要的理论依据.     

同心筒垂直发射装置排导燃气流的改进

研究在发射过程中导弹周围高温燃气环境对导弹产生的影响.通过同心筒内筒尾部收缩段的尺寸设计,减少高温燃气的反射,在发射筒口采用导流装置,将从内外筒间排出的燃气流导向发射筒周围,从而减少高温燃气对导弹出筒部分的烧蚀.采用数值仿真方法对两种改进措施进行计算模拟和试验研究.结果表明,两种改进对改善导弹发射过程中的热环境有一定效果.     

同心发射筒燃气开盖技术

为实现导弹自力发射时同心发射筒前盖自动向一侧开启,讨论了4种燃气开盖方案:易碎盖方案、内外筒偏心盖方案、半导流锥方案和各向异性材料发射筒盖方案,并用数值方法模拟了各种方案的筒内复杂三维流场.计算结果表明4种方案均具有可行性.经试验验证,各向异性材料的发射筒盖方案能按预先期望的方向整体飞出.     

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。     

结构参数对燃气-蒸汽弹射载荷和弹道影响

为了研究结构参数变化对载荷和弹道的影响,采用混合多相流模型、Re-Normalization Group(RNG)k-ε湍流模型对潜射导弹燃气-水蒸气弹射动力系统发射过程进行了计算分析,并针对2级喉径和喷水孔直径对载荷和弹道的影响作了对比研究.结果表明:燃气-蒸汽动力系统装置可以有效地建立喷水压差;若2级喉径过大,燃气多数从喷管流出,不能建立喷水压差;2级喉径过小,导弹发射稳定性差;另外,若喷水孔直径过大,发射初期冷却水流量较大,会延迟导弹发射时间;喷水孔直径过小,发射筒载荷不平稳,导弹发射稳定性差.研究结果可为燃气-蒸汽弹射动力装置设计提供参考.     

导弹射流对进气道性能的影响

超音速战斗机发射导弹时,导弹发动机排放的燃气的温度很高。这种高温气体吸入进气道,使进气道里的气流温度陡然上升,并使进气道出口流场不均匀,致使发动机进口环境条件恶化,由此造成发动机喘振,甚至停车。采用计算流体力学方法,应用标准k-ε湍流模型和动态网格技术,对某型飞机发射导弹时的流场进行了模拟。计算分析了导弹射流对进气道性能的影响。数值计算结果反应了随着导弹移动进气道流场的变化情况,对于设计导弹发射点位置及进气道结构有一定的意义。     

具有推力矢量控制系统的导弹流体动力

采用数值模拟方法研究了带有摆动喷管的导弹水下发射时燃气流场与水流场的相互干扰,及其对导弹所受水动力和气动力的影响,计算彩燃气泡物理模型,通过水流场的气流场的耦合计算模拟整个流场的形态,对水流场采用势流理论,通过三维Hess-Smith方法进行求解,对燃气流场,以Euler方程为基本方程,采用无波动、无自由参数的耗散分格式（NND差分格式）进行求解,在燃气泡壁面,水流场和燃气流场通过速度条件和压力条件相互耦合,给出了不同时刻水流场和气流场的物理量分布,喷管摆动角与导弹力矩的关系,并对燃气泡的演变过程作了分析。     

导弹变深度发射动力调节技术研究

该文针对导弹变深度发射提出通过改变发射装置高压室喷管喉部的通气面积来实现发射动力可调。通过内弹道设计和计算，给出了对应于发射深度范围的通气面积调节范围，并分析了通气面积对导弹运动、发射装置内弹道性能的影响。计算和分析结果表明，通过改变喷管喉部的通气面积，使导弹发射装置的燃气动力得到了有效调节，从而在理论上实现了导弹的变深度发射。     

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;     

适配器与收缩段对同心筒发射流场的影响

针对引射式同心筒自力发射系统（CCL）发射过程热力学环境评估,基于3维雷诺平均守恒Navier-Stokes方程、组分运输模型及域动分层动网格技术,建立同心筒自力发射数值模型.通过1:1模拟样机发射试验验证数值仿真模型的有效性.对不同结构同心筒开展3维非定常燃气流场数值仿真计算,分析适配器（侧向减震支撑系统）与内筒尾部收缩段对流场热环境特性的影响.数值结果及试验结果揭示了燃气流对导流锥、内外筒以及导弹等结构的热力冲击效应和变化规律,表明适配器和内筒收缩段对发射流场环境有较大的影响.      

基于温度及应力约束的功能梯度材料壳热分析*

为了推进功能梯度材料在导弹热防护结构设计中的应用,旨在研究温度和应力约束条件下功能梯度材料板的最佳设计变量。首先研究功能梯度材料物性参数随温度的变化规律,在此基础上探讨陶瓷体积分数指数、弹体厚度及热流密度对热传导温度的影响,分析温度约束下的最佳设计变量;同时,探讨确定热流密度下陶瓷体积分数指数、弹体厚度对功能梯度材料壳热应力的影响,分析热应力约束条件下的最佳设计变量。结果表明,体积分数指数大于5后,增大指数热防护效果不再明显,增大弹体厚度可以降低温度,但也会增加导弹整体质量,在同等量级的热流密度下,设计热防护层时不必使用同种厚度。     

锅炉平端盖的应力分析

应用弹性力学的理论对锅炉中承受内压的平端盖进行了理论分析,并应用有限元分析软件计算出高温及应力集中区域的应力     

一种改进反坦克导弹高原适应性的非线性控制方法

为了解决某反坦克导弹高原飞行适应性的问题,从分析导弹的频域特性和制导系统参数出发,研究导弹在高原使用时的特性. 引入非线性控制方法,对制导回路纵向和横向通道的参数进行改进设计,用数字仿真对改进的有效性进行验证. 仿真结果表明,采用非线性控制方法进行设计能够有效提高制导系统在高原条件下的稳定性,改进后的导弹性能满足高原使用要求.     

风、雨对某型导弹飞行过程影响的数学建模与仿真

导弹在飞行过程中不可避免的遇到各种外界干扰。其中环境对导弹飞行的速度姿态角的变化的影响尤为明显,所以研究导弹在风雨条件下的飞行是非常有必要的。为了研究环境因素对导弹飞行过程的影响首先建立导弹的运动学和动力学数学模型,然后建立风等的环境模型,再利用vc++通过四阶龙格库塔法进行仿真。最后得出导弹飞行过程中姿态角主要受风的影响,而雨由于只是宏观建模,对导弹的飞行过程影响主要是速度高度的影响较大。     

挥发物沉积对蓝宝石晶体生长影响的数值模拟及实验研究

采用泡生法生长蓝宝石晶体的过程中,不可避免地存在挥发物沉积。通过不同炉次的实验研究,并结合FLUENT的三维数值模拟结果,分别分析了上保温钼屏、锅盖及加热器表面的挥发物沉积对晶体生长的影响。为减少挥发物的形成,采用更高纯度的Al2O3原料,及靠近高温区的钼屏采用钨屏代替的方式,以降低挥发物的形成。经过调整后生长出75 kg的完整晶体,挥发物沉积得到有效控制。     

基于K型热电偶的瞬态高温测试调理电路

本文针对导弹爆炸场瞬态高温度测试系统的特定要求,设计了一套基于K型热电偶的单电源传感器调理电路。该电路以单电源仪表放大器INA155、模拟开关MAX4638、二阶有源压控低通滤波器为核心,实现了对热电偶输出信号的可控放大,以及滤波去噪。经过验证,该调理电路配合采集电路,可记录完整的爆炸场温度变化。