复燃现象对导流器排导流场影响数值分析

为探究导弹发射过程中复燃现象对导流器排导流场的影响,将模拟发射过程中燃气化学反应的方法应用于实际的流场分析,以计算流体力学方法为主要的研究手段,对发射过程燃气流场进行了深入研究。分别使用标准k-ε湍流模型与Realizablek-ε湍流模型对经典的燃气流平板冲击问题进行仿真计算,通过与实验数据比较,证明在圆孔射流冲击平板问题中Realizablek-ε模型的计算结果更加符合实际流动的物理特性;并基于有导流器的发射试验平台三维流场模型,得到了对称面及导流器周围流场的温度、压强及不同组分的分布情况,对比了化学反应射流与化学冻结射流之间的差别。结果表明,复燃现象主要发生在燃气射流与空气的混合层及射流冲击壁面处,化学反应射流流场中复燃区域的温度高于化学冻结流流场对应区域的温度。     

发动机尾焰注水降温数值计算与试验研究

针对火箭发动机尾焰注水流场,组织并实施了火箭发动机系留点火及燃气流场注水降温缩比试验,研究了燃气冲击射流流场和注水作用下两相流场的分布状态以及降温效果。并通过研究在高温高速对流冲击作用下气液两相流的传热和传质理论,在Mixture多相流模型的基础上添加质量和能量源项,建立了多组分气液两相流非定常数值计算模型,通过对比试验结论,结果表明：所建立的数值计算模型具有较高的计算精度和可靠性,能够准确地反映物理现象。利用数值计算模型研究了注水后燃气、液态水和水蒸气三种主要组分在流场中的组成,通过与自由射流对比得到了注水燃气流场的包络线长度与宽度变化,注水对燃气流场降温效果显著。     

燃气蒸汽式发射动力装置复杂内流场数值模拟

水下发射的燃气.蒸汽式发射动力装置内是一种包含了高温高压燃气湍流流动、冷却水射流的形成、喷嘴出口处的一次雾化、在横向高速燃气流中的二次雾化与汽化、含相变的水、汽两相流动等复杂的流动过程.应用CFD技术对水下发射试验低压强点和高压强点进行了含相变的三维两相加质流场数值模拟.结果表明,采用雾化理论和数值仿真技术计算得到的流场形态、特征点状态参数以及冷却水汽化情况等与试验结果基本吻合,这种新的计算方法可作为发射动力装置研究的一种有效手段.     

固体火箭发动机水下燃气泡计算

采用二维非定常气流场模型和VOF(Volume of Fluids)模型,对水下固体火箭发动机点火初期这一非稳态过程进行了气水耦合数值求解.模拟了燃气泡的形成、发展及断裂过程,揭示了燃气泡中压强、马赫数等参数的变化规律,得到了高速射流点火初期的流场变化特征,模拟中捕捉到了喷管出口处的压力脉动和燃气泡的"颈缩"现象,并对引起压力脉动的相关因素进行了讨论.模拟结果表明,燃气泡的发展变化过程会对喷管扩张段产生影响,这是水下高速射流的重要特征之一.上述研究可为水下发射固体火箭发动机设计提供参考.     

同心简发射潜载导弹过程数值研究

研究了潜载导弹水下垂直发射过程中国心筒内外流场的复杂多相流动问题.采用MIXTURE多相流模型,结合考虑水汽化的气穴模型,运用有限体积法(FVM)和SIMPLE算法,求解燃气、水、蒸汽多相的N-S方程和Standard κ-ε湍流模型.运用动网格技术和滑移网格技术,实现了导弹出筒过程中弹体运动与多相流场的耦合求解.计算...     

斜喷管燃气射流气动干扰数值模拟

导弹飞行时，由发动机喷出的高温高速燃气射流对周围的空气流场产生强烈的扰动作用，从而影响导弹的空气动力特性，但由于燃气射流的存在，采用实验方法对燃气射流气动干扰进行估计有很大难度。本文采用三维流场数值模拟方法，模拟导弹弹体中部斜喷管燃气射流和空气耦合流场，对斜置喷管燃气射流空气动力干扰进行了研究。结果表明：斜置喷管燃气射流的存在，使导弹气动力的阻力增大，升力降低。     

合成射流激励器增强同向燃气-氧气掺混数值模拟及机理研究

建立了将合成射流激励器腔体、出口喉道及外部受控流场作为单连域计算处理的全流场计算模型(X L模型)。基于此计算模型,对合成射流激励器增强同向燃气 氧气掺混的流场进行了数值仿真和机理研究。研究表明,应用合成射流激励器可以显著增强同向燃气/氧气的掺混,其主要控制机理是合成射流激励器对同向燃气/氧气流起到流动方向控制作用,使两侧两股氧气平行射流向内发生偏转,从而大大缩短了每股射流的核心区长度;同时,激励器工作改变和加强了射流出口附近的涡结构,通过涡结构的强对流作用极大地增强了燃气/氧气平行射流在出口附近的混合。     

固液捆绑火箭起飞喷流特性及对发射台影响研究

为了研究固液捆绑火箭起飞阶段多簇高度欠膨胀燃气射流冲击发射台及导流装置的复杂流场图谱，基于连续介质假设，建立固液捆绑火箭发射燃气羽流含Al2O3颗粒混合物流动的欧拉离散相气-固耦合流动模型，包括燃气多组分可压缩N-S方程、Al2O3颗粒流动方程、RNG k-ε湍流模型，并运用二阶Roe迎风差分格式求解控制方程的对流通量，二阶中心差分计算耗散项。在流动计算结果基础上，建立高温燃气射流的热辐射方程，采用离散坐标法(DOM)计算多簇燃气射流热辐射的影响，通过数值模拟得到火箭起飞时高度和漂移量对发射台和箭体底部底部燃气射流流动及热流密度的影响。所得结果可为发射台和箭体底部防热设计提供一定的参考依据。为了验证欧拉离散相模型及其数值方法的有效性，以固体推进剂标准发动机羽流热环境实验为对象，将数值模拟结果与实验数据进行了对比，发现两者的温度和热流密度相对误差分别为2.2%和3.7%，由此可见本文的方法具有良好的数值精度。     

壁面组合孔喷注增强混合研究

为增强超声速气流中壁面喷注的燃料射流与气流混合,提出了一种壁面组合孔喷注方式.通过对单孔及组合孔喷注方式燃料射流流场仿真结果的对比分析发现,采用壁面喷注孔喷注燃料时,燃料射流与来流的混合过程在射流近场穿透深度起主导作用,而在射流远场涡则起主导作用.计算结果表明,采用壁面组合孔喷注氢气时,燃料射流增强了流场展向涡量,从而在射流远场获得了更好的射流与来流混合.     

单喷管火箭自由喷流噪声数值模拟

利用非定常燃气流场数值模拟方法，研究超声速喷流核心区及其外围亚声速区燃气流动态分布和流动特性，在此基础上利用欧拉方程条件的伽辽金有限元方法以及FWH方法，实现并完成喷流噪声传播特性、辐射特性数值模拟。喷流噪声数值模拟结果显示：燃气流推进初期，强喷流噪声区域紧随燃气流前锋；燃气流场相对稳定后，强喷流噪声区域主要位于燃气流等能区末稍，一些小尺度试验的燃气流激波系附近也存在较强喷流噪声。这些强喷流噪声主要由燃气流前锋带动的大涡动态卷吸、燃气流强湍流脉动以及激波扰动引起。受数值模拟网格分辨率影响，当前仅能保持中低频段声压级数值模拟结果与实测结果总体接近。     

空间交会对接光学敏感器测量的实验研究

光学敏感器通常用作空间交会对接最后阶段的测量敏感器。本文研究了光学成像敏感器的测量方法，并在此基础上进行了物理仿真实验。实验结果表明，当距离为１ｍ左右对直径４０ｃｍ的目标模拟器进行测量时．位置测量精度优于１ｍｍ，姿态测量精度优于０．４°。     

氦气渗透对高空长航时浮空器驻空能力影响

氦气渗透率是浮空器蒙皮材料的重要设计指标之一,直接影响浮空器的运行时间和成本,决定高空浮空器能否实现长航时工作。以正球型浮空器为例,根据蒙皮材料薄壳受力特点得出浮空器体积与压差关系,建立了运动学模型和基于微孔损伤的氦气渗透模型,针对不同设计高度的正球型浮空器,结合浮空器内部氦气全天温度变化情况,分析了蒙皮材料渗透率对浮空器驻留高度、驻留时间等关键性能的影响,总结了渗透率、设计高度以及热力学特性之间的关系。
     

浅谈档案室的管理

如何加强档案规范化管理,充分发挥档案在实际工作中的作用,本文从档案的收集、整理、保管、利用和人员的素质五个方面来进行阐述。从而提高人们对档案室管理工作的认识,以确保档案室管理工作的进一步提高。     

基于CFD的涡轮泵转子密封流体激振研究进展

介绍了密封流体激振对转子稳定性的影响，重点论述了利用计算流体力学(CFD)方法进行密封流体激振研究的理论和试验测量方法，对当前研究中存在的难点、重点问题结合国内外发展情况进行了探讨，提出需要发展通用性更好的非稳态数值方法，并利用流体激振的特性来设计密封结构，改善转子动力特性。     

一种多标校源的高轨伴星时差频差定位算法

针对高轨伴星时差频差无源定位系统中卫星位置、速度、时差和频差等参数的测量系统误差严重影响定位精度的问题,提出了一种基于四个或四个以上已知位置的地面标校源的高斯-牛顿定位算法。该算法首先利用差分法消除星间时差、频差测量的系统误差,再利用标校源的时差频差测量方程组估计出主星和伴星的相对位置和相对速度误差,最后结合时差、频差、地球球面以确定非合作辐射源位置。理论和数字仿真均表明在时差和频差测量的随机误差较小时,本文算法的均方根误差（MSE）接近克拉美-罗下限(CRLB)。
     

HMX含量对HTPB复合固体推进剂微波衰减的影响

研究了HMX含量对HTPB复合固体推进剂微波衰减的影响。实验结果表明:含HMX的HTPB复合固体推进剂的微波衰减随HMX含量的增加而增加,HMX含量由5%增加到50%时,HTPB复合固体推进剂的微波衰减增加了约1倍。     

基于参数化建模的药柱伞盘结构形状优化

锥柱形固体火箭发动机药柱的伞盘结构在低温载荷作用下易产生裂纹,是药柱设计关注的重点部位.为了对伞盘结构进行形状优化,采用有限元软件MSC.Patran的二次开发工具PCL( Patran Command Language),编制参数化建模程序,根据输入参数自动建模计算,并输出计算结果.将整数编码遗传算法与参数化建模方法...     

基于多反馈延迟技术的雷达杂波模拟器实现

提出采用多反馈延迟的改进卷积处理技术实现雷达杂波模拟,克服了单反馈延迟输出杂波数据周期重复的缺点,使杂波数据在整个I周期内不重复,带来的好处是杂波逼真度高.采用大容量动态存储技术实现数据存储电路的设计,优点是方便快捷地为卷积器提供数据.     

基于粘附功的复合推进剂AP/基体界面损伤宏细观仿真

为研究复合推进剂AP/基体界面脱湿机理,建立了基于粘聚力界面模型的双尺度有限元损伤分析平台.为确定界面模型的输入参数,采用点滴法和Washburm毛细管上升法,分别测得基体与AP颗粒的接触角,再经Young's方程计算得到界面的粘附功.通过对不同体积分数下简化配方推进剂试件的拉伸试验结果与计算结果的对比显示,两者具有较...     

滚转偏转头导弹动态特性分析

基于复角模型,研究了弹头偏转对于偏转头导弹飞行稳定性和操纵性的影响。依据偏转头导弹的多体特点,建立了包含弹头和弹体动力学特征的滚转偏转头导弹多体动力学模型,通过模型简化,得出了其复角模型。以弹头偏角作为输入,攻角和侧滑角作为输出,得出了滚转偏转头导弹的传递函数。分析传递函数发现,弹头偏转主要影响了导弹传递函数的零点,文中给出了满足系统最小相位的条件公式;当弹体绕纵轴逆时针旋转时（由弹尾向前看）,导弹模型总为最小相位系统;定性分析了气动参数对于导弹运动稳定性的影响,得出弹头偏转运动对于飞行稳定性没有直接影响的结论;动力学仿真表明,弹头与弹体相互作用,导致两者产生相反的角运动。本研究表明,通过合理的选择气动和结构参数,并使导弹飞行过程中绕纵轴逆时针旋转,可以保证偏转头滚转导弹飞行过程中的运动稳定性,并有利于自动驾驶仪的设计。