新型变截面同心筒发射装置及其热环境气动原理研究

为了更好地改善同心筒导弹垂直发射装置工作时导弹所面临的热环境,分析了影响筒口处燃气温度的因素和出口燃气温度降低过程中的气体动力学原理,并首次从能量守恒的角度分析了以前科研人员在降低出口燃气温度方面所做的研究工作,解释了各种降温方案的原理。还提出了一种变截面同心筒的设计方案,即将同心筒内外筒的间隙设计成收缩-扩张形状（类似于拉瓦尔喷管）,利用此变截面同心筒对气流的加速作用来提高燃气的出流速度,以达到降低高温燃气温度的目的。文中用FLUENT对设计结构进行了二维数值模拟,验证了可行性,显示出此方案可在一定程度上改善导弹工作时的热环境。     

同心筒发射过程燃气射流冲击效应研究

为研究导弹发射过程中燃气射流对同心筒和弹体的热冲击和动力冲击效应,基于欧拉-拉格朗日方法,使用域动分层动网格方法,对同心筒发射过程含Al2O3颗粒的气-固两相流场进行了数值计算,得到了发射过程中流场的温度和压强分布情况,计算结果与试验数据的相对误差在允许范围内,表明文中所用计算模型是可靠的.发射过程中燃气射流对后盖的冲...     

低冲击弹射式发射箱前盖分离特性

针对火箭、导弹储运发射箱前盖快速开启、可靠分离的设计需求,提出一种利用弹簧储能的低冲击弹射式发射箱前盖方案。在此基础上,结合设计方案各部件在分离过程中的受力特性,建立前盖分离和抛落的理论模型,对箱盖分离轨迹进行计算分析。为优化设计参数,利用实验设计方法(DOE)和响应面法(RSM)对影响前盖抛落距离的储能弹簧刚度、有效作用距离以及活动冲击部件的斜板倾角等进行优化分析,获得满足可靠分离判据的优化结果。最后利用基于多体动力学模型的虚拟样机试验对优化模型进行了校验分析,验证了设计方案的可行性和理论模型的合理性。     

某导弹易碎盖的开启过程

针对以往工程应用中认为导弹燃气易碎盖前盖由燃气直接冲破或导弹头部撞击破裂的情况,利用计算流体力学和试验方法对某导弹燃气易碎盖开盖过程进行了深入研究。结果表明,某导弹采用易碎前后盖技术,后易碎盖靠发动机喷管燃气冲开,前易碎盖靠发射时产生的扰动波打开;通过合理配置发射筒前后易碎盖开盖条件,能可靠保证发射筒盖的正常开启。     

导弹垂直发射系统排烟道燃气流的等离子体测温法研究

导弹垂直发射系统排烟道出口燃气流直接接触飞出发射箱的导弹。所以排烟道进出口温度分布，对系统设计十分重要。本文采用等离子体测温法，测得了温度分布。发现由于导弹发射位置的变化，排烟道内温度分布是很不均匀的。     

同心筒发射的集中参数模型及应用

导弹在同心筒结构中的发射涉及复杂的燃气流动和多种载荷共同作用。为了从理论上分析发射筒结构、发动机参数等设计变量与发射弹道特性之间的关联关系,对同心筒结构中的燃气流动特征进行了深入分析。在此基础上,结合燃气流动各区域的典型特征、气体流动基本方程、弹体动力学方程和水下气泡运动方程,建立可用于大气和水下环境的同心筒发射数值分析集中参数模型。利用该模型进行的示例分析表明,集中参数模型反映了同心筒发射过程中的燃气流动特性,能便捷方便地分析多种设计参数与发射弹道之间的相互关系,可为同心筒发射装置的方案设计和理论分析提供依据。     

筒射型导弹弹射动力装置火药有用能利用系数研究

对筒射导弹弹射动力装置与发射筒之间三种不同安装方式的火药有用能利用系数进行分析计算，绘出其变化规律曲线，为导弹弹射动力装置设计者在选择安装方式之后计算装药量提供设计参考，有助于简化燃气一蒸汽弹射动力装置的研制过程。     

火箭弹自力弹射低压室流场特性数值分析

火箭弹自力弹射离筒前尾焰一直被限制在低压室内,为弹体提供附加的发射动力,但也导致发动机工作过程中的背压较高,使其燃气流场特性不同于自力发射.为研究火箭弹自力弹射过程中低压室内复杂的燃气流动特性,以二维轴对称N?S方程为基础,建立了自力弹射低压室燃气流场的计算模型.利用建立的计算模型对超声速冲击射流试验进行了仿真,得到的...     

固体导弹燃气舵工作环境研究

固体导弹发动机推力向量控制采用燃气舵装置，燃气舵通常是４个均布在喷管出口的排气流中，因此，工作状态很恶劣，报告中着重分析工作环境地它的影响，影响最大的是固体推进剂燃烧产生的燃气流，其次是喷管的型面、发动机的剧烈振动、工作时间的长短和大气压力变化等。为此，在研制过程中根据环境影响，采取有效措施，才能确保燃气舵的研制成功。     

潜射导弹离筒后海水倒灌效应数值分析

针对潜射导弹水下垂直发射离筒后海水倒灌涌入引起的冲击问题,利用数值计算方法对其进行研究。基于水气两相流动的基本控制方程、VOF模型和动网格技术,实现了考虑弹体运动的水下发射多相流动问题求解。以此为基础,对潜射导弹垂直发射的水下运动和海水涌入过程进行了数值模拟,进而对影响涌入海水冲击压强的因素进行分析,以寻求降低海水涌入冲击压强的有效措施。模拟和分析结果表明,海水倒灌涌入会对发射筒结构产生显著的压强冲击;在发射筒底部附近增加局部挡流板,可有效降低涌入海水的冲击效应。     

E61-111耐高温涂料在型号产品上的应用

海防型号地面设备发射箱内表面涂覆“Ｅ６１－１１１”耐高温涂料，是为了防止发射箱在发射导弹过程中燃气流使箱体烧蚀和变形，从而保证发射箱的性能并提高其使用寿命。为寻求解决这一难题，在型号研制过程中，试验了两种方案，第一种是过氯乙烯防腐涂料系列配套（ｘ０６－１／Ｇ０６－４／Ｇ５２－１两遍）；另一种是采用了“Ｅ６１－１１１”耐高温涂料。靶试结果表明，采用第一种方案的只打了一发弹，发射箱内表面便严重烧蚀，箱体因出现了波浪形的严重变形而报废。而采用第二种方案的则无烧蚀及变形。通过型号产品考验近五年，证明“Ｅ６１－１１１”涂层能耐高温燃气流的冲刷，具有抗氧化、防腐蚀、抗热震、耐油、耐溶剂性能，效果十分显著。     

火星进入舱开伞弹伞载荷动力放大系数研究与试验验证

首先推导了单自由度系统在矩形和半正弦波形脉冲冲击下响应谱动力放大系数与脉冲作用时间的理论解析公式,然后采用有限元显示冲击动力学分析方法,分析了火星探测器进入舱进入过程中开伞弹伞低频大冲击载荷的载荷波形、脉冲作用时间以及结构阻尼对进入舱主结构动力放大系数的影响;最后介绍了开伞载荷悬吊冲坠模拟冲击动载试验和弹伞载荷真实弹伞筒冲击动载试验。分析与试验结果表明:冲击作用时间在1 ms以下时,结构衰减效应明显,冲击作用时间大于5 ms后,动力放大系数同波形下趋于稳定;开伞载荷由于指数型前沿上升时间较长,动力放大系数基本为1;弹伞载荷上升前沿较陡,矩形前沿波放大倍数在1～2倍之间。上述研究可为火星探测器进入舱结构载荷条件的确定提供参考。     

考虑燃气引流的燃气弹射开盖载荷研究

建立一种带有导流槽装置的考虑燃气引流冲击开盖的新型燃气弹射系统模型,采用燃气弹射试验验证了数值计算方法的可靠性,在此基础上,计算得到弹射过程流场、筒盖载荷、弹体内弹道曲线变化规律,研究了改变导流槽深度对开盖载荷的影响。结果表明,发射筒与弹体间隙之间的压强呈现不断增加的趋势,且压强的扩散速率比温度更快;当导流槽深度为20 mm时,弹体加速度在低压室燃气动力作用、弹体运动和导流槽导流区域变化共同作用下呈现先上升、后下降、再急剧上升的变化规律,弹体速度和位移均呈现上升规律,筒盖最大压强达到0.24 MPa,满足发射开盖载荷设计要求。随着导流槽深度减小,导流槽封闭时间提前,筒盖最大压强不断降低,当导流槽深度不小于12.5 mm时,均可满足开盖载荷要求。     

水下航行体齐射出筒“水锤”特性分析

水下航行体齐射出筒过程后,由于外部流体冲击发射筒底部产生“水锤”现象,对发射平台结构具有较强的破坏作用。基于雷诺时均Navier-Stokes方程,采用SST k-ω湍流模型和VOF多相流模型,结合重叠网格技术,在考虑航行体六自由度运动的情况下建立了适用于计算水下航行体齐射的数值计算方法,分析了齐射状态下“水锤”效应对首次发射筒的作用规律,并研究发射顺序对“水锤”效应的影响。结果表明：航行体出筒后筒内压力出现周期性振荡;次发筒口气团膨胀导致首发筒内压力升高;首发航行体在次发筒口形成压力峰值,并引起次发筒口压力振荡;逆序发射工况下次发筒口气团偏移至首发筒引起首发筒内压力升高。     

MX导弹发射架的燃气发生器

目前,MX导弹发射架中采用了五种不同类型的固体推进剂燃气发生器。前四种均采用气动作动筒,第五种则是水冷式燃气发生器。近年来,随着对发射架要求的改变,上述两种基本类型的燃气发生器也有了明显的变化。现在,内安装的作动筒发生器已用来代替外安装的作动筒发生器。而水冷式燃气发生器则代替了热燃气弹射系统。这两种新发生器的样机业已研制出来,并作了试验。试验结果表明了新设计方案的优越性。此外,这两种新设计方案还可大幅度地降低发射架的寿命周期成本。     

二次燃烧对燃气弹射载荷和内弹道影响数值研究

为了研究二次燃烧对燃气弹射载荷和内弹道的影响,采用有限速率/涡耗散模型模拟初容室内燃气射流与空气的二次燃烧过程,运用域动分层网格更新方法,对导弹尾罩运动区域进行更新。在与实验对比验证的基础上,数值研究了二次燃烧对初容室流场、载荷和内弹道的影响。结果表明,文中建立的数值方法是可靠的,能够有效地捕捉二次燃烧过程中出现的初始压强峰值;富燃燃气与空气发生的二次燃烧使流场温度、压力和载荷高于无二次燃烧流场,而且使导弹出筒时间提前。研究结果可为燃气射流内弹道和结构设计提供理论基础。     

武器发射系统内弹道学

高温火箭燃气的排导一直是研制新的箱式发射系统的关键问题.发射架和舰艇需要用特殊的材料来防护.“标准”导弹垂直发射系统(VLS)的设计要求特别苛刻,因为导弹产生大量燃气.对内部燃气流穿过新导弹发射系统的分析一直是一个难题.例如穿过发射系统的强压力波就决定了机械强度的设计值.从高温燃气流来的紊流对流热传递,提供了发射系统的最大热输入,因此,要求为装运箱和发射架内表面设计防护材料.燃气流穿过系统时会发生复杂的不明的化学反应,从而使燃气的化学成份以及它的物质性质在每点各不相同.     

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。     

喷水对车载垂直发射导弹燃气流降温效果研究

双面导流器将车载垂直发射导弹在发射过程中产生的燃气射流大部分排导到发射车尾部或两侧,但仍有部分高温燃气流冲击到发射车底盘处,对发射车轮胎及车底安装的线缆等设备造成严重的烧蚀。为实现热防护,本文提出对尾焰流场喷水降温措施,通过在发射车底盘安装喷水管,利用液态水的汽化吸热原理对燃气流降温,同时利用喷水射流的冲击作用使燃气流冲击距离减小,实现对发射车轮胎及发射装备的保护,计算结果表明降温效果明显。同时,为研究喷水流速与降温效果之间的关系,利用耦合Mixture多相流模型与组分输运模型建立液态水汽化模型,对不同喷水流速下降温过程进行数值计算,得出喷水流速与降温效果之间的变化规律以及最优化设计指标,为发射车降温装置设计提供参考。     

Dytran软件在发射箱柔体发射动力学分析中的应用研究

针对箱式发射的柔体动力学问题提出全套仿真分析解决方案，并用完整的实例阐述该方案的设计思想：以显式动力学求解器为分析的核心软件，以静力学分析、模态分析、刚体动力学分析为前期分析，将整个项目分为三个阶段，第一阶段对所设计的发射箱箱体进行前期分析从而确定核心软件工作所需的阻尼系数、预变形、求解结束时间等参数，以及导弹在刚性条件下的运动参数；第二阶段运用显式动力学求解器进行柔体动力学分析，计算出导弹在柔性条件下的运动参数；最后阶段进行各项数据对比工作以确定柔体发射动力学仿真分析的正确性，并对发射箱的结构设计做出评价。