燃烧室压力对潜入式喷管喉衬热应力的影响

为了研究燃烧室压力对固体火箭发动机潜入式喷管热应力影响规律的问题,采用商业流体软件,基于压力求解器,求解了喷管纯气相的流场,确定了燃气温度、压力、壁面对流换热系数;采用有限元软件,依据流场计算的非均布壁面压力与非均布对流换热,求解了燃烧室压力为6 MPa下的潜入式喷管热结构问题;通过地面点火试验验证了仿真模型与数值方法的有效性与准确性;采用相同计算模型与数值方法,求解了在燃烧室压力为9 MPa、12 MPa下的喷管热结构问题,揭示了燃烧室压力对喉衬热应力的影响规律。结果表明:整个工作过程,喉衬环向应力最大值为103.9 MPa,位于内表面,且随时间增大,先增大后减小;喉衬环向拉应力也随时间先增大后减小;随压力增大,对流换热系数增大,喉衬温度升高,喉衬环向拉应力增大,喉衬环向压应力减小。     

基于反馈线性化的深海潜标姿态滑模控制

针对潜标空间运动的强非线性及数学模型中存在的干扰不确定性为控制带来的挑战,提出了一种基于反馈线性化的深海潜标姿态滑模控制律,并编程进行了仿真及与输入输出线性化控制方法进行比较,结果表明,两种方法均能将潜标控制到参考姿态,滑模控制对系统的不确定性干扰和执行器滞后具有更好的鲁棒性。另外,通过程序可以数值模拟的方式观察潜标在控制过程中的水动力、力矩,潜标姿态、空间运动轨迹、缆索动力学特征等信息,为客观分析潜标的控制与水动力机理提供了支撑。     

水下缩比航行体热尾流的红外探测实验研究

根据缩比模型,建立了缩比红外成像实验测试系统,对水下航行体的体积、航行深度、运动速度、尾流排放等进行了缩比设计,设计了多种实验工况,可实现缩比目标模型红外尾流的静态和动态测试,一方面明确红外尾流的可探测性,另一方面掌握红外尾流可探测性的影响因素以及红外尾流的变化规律,为下一步工作奠定基础。     

轴对称淹没水射流喷管内外紊流流场数值模拟

利用淹没水射流可对有机物进行降解.为研究淹没水射流降解的流场特性,根据轴对称淹没水射流撞击靶件的条件建立了物理模型,选用κ-ε紊流模型采用SIMPLEC算法进行数值计算.计算结果表明,流场存在射流区、漫流区、撞击区和漩涡区:射流区离靶件较远的部分同自由射流结构相似;靶件冲击面上压力分布近似的呈正态分布.对物理模型进行适当的改进并进行模拟,其结果同相应的实验数据相吻合,验证了本模型的可行性和计算结果的正确性.     

无约束自由体有限元分析中的准静态法

在对某水下无约束航行体进行有限元静力分析的时候,由于无法限定结构的自由度而使刚度矩阵奇异,从而导致求解失败。为了解决这一问题,采用强迫约束法和准静态法(惯性释放)对此航行体进行了有限元静力对比计算,结果表明:用强迫约束法对水下航行体进行静力分析时,在施加强迫约束的部位出现了严重的应力集中现象,应力最大值为1.25×106Pa,应力集中使得整个结构的应力分布与实验数据相差较大,可认为计算结果错误;采用惯性释放法对其进行静力分析时,应力最大值为3.27×105Pa,整个结构的应力分布合理,与实验数据一致,计算结果正确。     

环境温度对导弹发动机点火时机的影响及控制策略

针对埋入式进气道在发动机点火时刻对导弹飞行攻角的严格限制,提出了攻角点火窗口的概念;以助推器在低温、常温和高温下的推力数据为基础,分别计算了导弹飞行攻角进入攻角点火窗口的时刻,并对时刻差异进行动力学分析;为消除环境温度变化对点火指令发出时机的影响,引入伪攻角信号,设计攻角控制律。半实物仿真结果表明,该控制方法能有效消除环境温度变化对导弹飞行攻角进入攻角点火窗口时刻的影响,且能够使导弹攻角在发动机点火过程中保持稳定,具有一定的工程实用价值。     

基于输入输出线性化的深海潜标姿态控制

针对当前深海潜标水下不能主动调整姿态的问题,提出了一种基于矢量推进螺旋桨的主动姿态控制方法.首先,利用凝集质量法建立潜标缆索在深海环境中的运动模型,解算张力及缆索构型;然后,联立潜标六自由度运动方程,耦合缆索两端的边界条件,采用四阶龙格-库塔法解算获得潜标的运动要素与姿态变化;最后,针对潜标运动的非线性数学模型,提出了一种基于输入输出线性化的状态反馈姿态控制律,并编制Matlab程序进行仿真.仿真结果表明:该控制律能够使潜标姿态跟踪到参考姿态.     

水下缩比航行体热尾流的红外探测实验

根据缩比模型,建立缩比红外成像实验测试系统,对水下航行体的体积、航行深度、运动速度、尾流排放等进行缩比设计,设计多种实验工况,可实现缩比目标模型红外尾流的静态和动态测试。一方面明确红外尾流的可探测性,另一方面掌握红外尾流可探测性的影响因素以及红外尾流的变化规律,为下一步工作奠定基础。缩比实验结果表明,利用区域灰度均值和均方差的起伏变化可有效探测水下航行体水面尾迹。