基于动网格的装药燃烧的燃面退移仿真

为了研究某型弹射器燃烧室装药在燃烧过程中的变化特性,以Fluent软件为计算平台,运用加质源项技术和动网格技术,采用UDF编译来实现燃气的质量、动量、能量向燃烧室的注入,在装药燃烧燃面退移的过程中,通过DEFINE_GRID_MOTION宏定义燃面的变化规律,结合k-ε两方程湍流模型对装药的非稳态燃烧过程进行三维数值仿真。计算得出了装药燃面推移图像,分析了燃烧室内的流场状态变化、燃气在燃烧室内的传播规律,并分析了减面燃烧对弹射器燃烧室内压强的影响。研究表明,该方法能够成功地求解装药燃烧的非稳态过程,较好地仿真燃面退移过程,所得结果可以为弹射器燃烧室的性能研究和结构设计提供理论依据。     

计算机辅助装配公差分析的探讨

探讨了将公差分析纳入到设计过程中,并对设计过程中公差取值进行指导的可行性,在用Pro/E在计算机上进行产品预装配的过程中利用公差分析中的最坏情况分析法、统计分析法、敏感分析法、百分比贡献分析法以及Pro/E软件中的CE/TOL(公差分析)模块对所设计的零件和零件装配的全过程进行公差分析与综合,确定零件的公差在装配过程中影响关键尺寸公差的约束及其敏感度,通过改变个别零件的关键尺寸的公差约束来降低制造成本,减少发生干涉和精度超标的概率,提高装配精度。     

导弹/火箭燃烧尾焰冲击特性计算研究综述

在导弹/火箭从点火到起飞过程中,其后的尾焰冲击发射装置迎气面可能导致发射装置的严重烧蚀,向尾焰喷射大量冷却水可以有效起到保护发射装置作用。针对导弹/火箭发射时燃烧尾焰冲击发射平台和喷水降温降噪问题,介绍了燃烧尾焰冲击特性计算步骤方法,通过对燃烧尾焰流场计算、燃烧尾焰对迎气面冲击流场计算和喷水情况下燃烧尾焰对迎气面冲击流场计算工作进行归纳整理、综合分析,总结论述了各种计算方法及其适用性。基于充分考虑发动机内部燃烧的影响,提出了适用于多喷管导弹/火箭的燃烧尾焰及其冲击流场和喷水对燃烧尾焰冲击流场影响的计算方法,便于流场计算区域网格构建,避免了大量重复计算和资源浪费。     

基于ADAMS的某型高射机枪虚拟样机建模与仿真

在分析某型高射机枪射击过程中各构件的运动以及相互作用的基础上,利用Pro/E和ADAMS软件建立该高射机枪的虚拟样机模型,并对其自动机运动特性进行仿真校核,证明虚拟样机建立的可信性,为该枪进一步的仿真研究奠定基础。     

热射流起爆过程的数值模拟

采用改进的化学非平衡流解耦方法处理Euler反应流方程,并以H2/air 9组分21方程模型对竖直喷注的热射流起爆过程进行了二维数值模拟。对流项采用五阶WENO离散格式,时间推进采用二阶Runge-Kutta方法。详细分析了热射流以不同速度、入射位置、入射宽度和入射倾角喷射时在爆震管内形成的流场,总结了射流参数状态影响起爆的一般规律;解释了激波、火焰的相互作用对"热点"的形成以及转变为爆震的影响,特别是激波反射对"热点"形成的促进作用。结果表明,爆震波通常由火焰面和固壁附近狭长未燃区域中的"热点"产生。"热点"向爆震波发展的过程是过驱爆震阶段,存在三波结构。为了实现快速起爆,应当增大射流入射速度、贴近侧壁并以适当入射角度喷射热射流。     

ADAMS的某自行火炮自动开闩及抽筒过程动力学分析

在某型自行火炮炮身的研究中,利用Pro/E和ADAMS软件建立了炮身虚拟样机模型,完成了后坐复进和自动开闩以及抽筒的动作仿真.通过动力学分析获得了全装药射击条件下的仿真结果,与试验实测结果进行比较,证明所建虚拟样机是可信的,并重点对自动开闩以及抽筒过程的动力学特性进行了研究,为疲劳寿命以及可靠性分析研究提供了有力的支持.     

基于ADAMS的某榴弹发射器虚拟样机仿真及其动力学特性分析

用Pro/E建立某自动榴弹发射器的三维实体模型,并通过Mechanism/Pro模块将其导入到多体动力学仿真软件ADAMS中,通过对其各个部件施加约束、运动和力,建立了该发射器的虚拟样机模型.利用该虚拟样机模型,结合实验数据和理论数据对榴弹发射器系统进行了单发和连发射击时仿真结果的对比,证明了虚拟样机的可信性,以虚拟样机为工具,分析了发射器系统射击时的动力学特性,得出了一些有价值的结论.     

受限空间内油料火灾的热释放速率分析

为了深入研究受限空间内油料火灾的热释放速率规律,在液体和高温气体之间能量传递的基础上,利用"质量消耗率法"确定了液体可燃物燃烧时释热速率的大小。同时,对受限空间内轰燃现象通常采用的三种最大热释放速率确定方法进行了比较分析,指出了其不足之处,并采用Waterman轰燃判断方法确定了受限空间的轰燃速率,进而得到整个油料燃烧过程的热释放速率。最后,结合实例进行了比较分析,验证了提出的受限空间内液体火灾的热释放速率确定方法的正确性。     

丁羟复合推进剂侵蚀燃烧特性的实验研究

本文介绍了双试片法与中止多试片法测定丁羟复合推进剂侵蚀函数的结果,以及当推进剂燃速不同时、流经燃烧面燃气成份不同时对侵蚀特性的影响.试验结果表明,基本成份相同的推进剂,燃速慢的比燃速快的推进剂侵蚀严重;燃气温度高、固体微粒多比燃气温度低、固体微粒少的推进剂侵蚀严重.并将所得结果进行p-t曲线的计算,再将计算结果与试验发动机实测的p-t曲线进行比较. 对试验结果进行了初步分析.     

基于虚拟样机的炮闩运动学与动力学特性仿真

以某型迫榴炮炮闩为研究对象,基于Pro/E软件和ADAMS软件建立了炮闩虚拟样机。为了逼真地再现炮闩的工作过程,建立了复进过程中作用于后坐部分的驱动力模型、炮闩工作过程中的碰撞力和弹簧力模型。对炮闩的运动学特性以及碰撞过程开闩板与曲柄间的碰撞力、关闭杠杆滑轮与支筒间的碰撞力、关闩簧力和抽筒子压栓簧力进行了动力学仿真。将仿真结果与炮闩的实际工作过程进行对比,验证了虚拟样机的可信性。     

航天器模块发射搭载适配器设计及力学分析

随着航天技术的发展,模块化航天器的设计应用已经成为研究热点,快速、有效运载不同功能模块进入太空将成为亟待解决的问题。设计了搭载适配器结构,利用火箭发射卫星时的剩余空间,实现模块的快速搭载发射。分析了搭载适配器的应用模式,利用Pro/E软件设计了搭载适配器的机械结构,并利用ANSYS软件对结构进行了有限元分析。     

大气层内燃气动力与气动力复合控制方法探讨

对采用燃气动力(直接力)与气动力复合控制技术的控制方式、姿控发动机控制周期、点火逻辑及姿控发动机启控策略等进行了初步探讨。重点对采用燃气动力/气动力复合控制方式中舵系统的工作模式进行了探讨及仿真研究,对姿控发动机控制周期及控制回路工作周期对制导精度的影响进行了初步仿真研究。通过仿真研究表明:在末制导阶段,采用燃气动力/气动力复合控制方式可提高导弹的快速性,进而提高导弹的制导控制精度。     

嵌银丝贫氧推进剂燃烧特性

采用试验发动机法 ,对嵌银丝铝镁贫氧推进剂的燃烧特性进行了研究 ,得到了低压下嵌银丝铝镁贫氧推进剂的燃烧规律 ,研究了银丝直径和贫氧推进剂配方对嵌银丝发动机燃速的影响。结果表明 ,嵌银丝贫氧推进剂的燃烧过程由初始工作段、稳定工作段和结束段组成 ;采用较粗的银丝 (0 3mm和0 4mm)可以显著提高贫氧推进剂的燃速 ;提高贫氧推进剂的基础燃速也是提高嵌银丝贫氧推进剂燃速的有效方法之一。     

基于Virtual．Lab的某型减速器建模及仿真

为了预测某型自行火炮减速器的寿命,基于Pro/E实体模型,用Virtual.Lab建立了其虚拟样机模型,提出并简述了动态关联的模型校核验证方法,并利用动态关联法,对所建立的虚拟样机模型进行了验证,确认所建立的减速器虚拟样机符合实际情况,同时该虚拟样机模型通过加载得到了二档速度B级路面下太阳齿轮受到的扭矩,为下一步齿轮的校核打下了基础。     

超燃冲压发动机燃烧室构型优化的试验研究

在直连式超燃冲压发动机试验系统上,通过调节超燃冲压发动机燃烧室壁面扩张角和燃料喷注位置,对燃烧室构型优化进行了试验研究。为了提高试验效率,燃烧室形面调节采用正交试验设计方法进行组织,每个形面进行5种喷注位置的试验,每次试验通过文氏管调节3个当量比的燃料流量。利用试验数据构造燃烧室性能关于构型参数的响应面模型,可用于燃烧室构型优化。通过两次渐进优化获得了性能更优的燃烧室构型,并根据试验数据分析了各构型参数对燃烧室性能的影响,结果表明:优化构型燃烧室的推力增益比基准构型增大了10.4%;燃烧室性能受各构型参数的强烈耦合影响。     

水燃比对水冲压发动机性能影响数值模拟与试验研究

为了研究水燃比对二次进水水冲压发动机比冲性能的影响规律,建立了发动机补燃室两相反应模型,对镁基水冲压发动机进行了数值模拟,获得了发动机比冲、喷管出口温度及出口速度随水燃比变化趋势,在此基础上进行了水冲压发动机地面直连式试验研究.结果表明,存在最佳水燃比使二次进水水冲压发动机比冲性能较优.     

数值模拟气/气喷嘴速度比对燃烧性能的影响

为研究应用于全流量补燃循环发动机的不同气/气喷嘴得到的燃烧流场,通过求解NavierStokes方程组,对不同燃料与氧化剂速度比下的流动燃烧过程进行了数值计算,计算结果与实验结果吻合。仿真结果表明:增加速度比能使燃烧火焰面提前,燃烧效率变大。如果发动机的长度受到限制,可以适当增加速度比以实现高效燃烧。     

“E体化”军事物流的建设与发展

根据未来高技术战争和信息技术的发展趋势,提出了建设"E体化"军事物流的宏观战略构想,论述了"E体化"军事物流的理论内涵和现实意义,明确提出了"E体化"军事物流的战略目标以及目标实现的关键基础体系.     

预燃室内气氢气氧射流燃烧过程数值分析

建立了液体火箭发动机预燃室内气氢气氧射流燃烧过程的数学模型,包括燃烧过程控制守恒方程、湍流流动方程和湍流燃烧模型,以及求解控制方程所需的辅助关系式;给出了模拟射流燃烧过程的数值方法。对于给定的预燃室结构型式和尺寸,研究了喷嘴构型和氧的喷射方式对化学反应流场和燃烧性能的影响规律。结果表明,喷嘴构型和氧的喷射方式对流动过程和燃烧性能都有影响,且喷嘴结构的影响较为明显。     

基于能量与动量矩指标的两次“推-滑”离轨制导方法

对航天器在有限推力作用下的"推-滑-推-滑"离轨轨道制导问题进行了研究。将再入接口条件转化为能量与动量矩指标,基于该指标得出了单次"推-滑"的临界地心距,分析了其对离轨策略的影响;推导了有推力作用时飞行器能量与动量矩的相对变化规律,通过使飞行器的能量与动量矩以同样的相对速度减小的方法,导出了制导方程;得到了首次制动时推力方向始终与速度方向相反,二次制动根据制导方程进行导引的轨道形式;对不同高度与不同再入接口条件的离轨问题进行了数值仿真。仿真结果表明,该方法计算量小,可有效解决单次"推-滑"无法实现的离轨制导问题。