封闭状态储运发射箱箱壁压力的子波分析

为研究火箭导弹在封闭式储运发射箱内发射时，由于密封盖的反射作用使弹箱间隙内存在的复杂燃气流场，通过对测量数据进行子波分析，得到了管（箱）壁压力时间历程曲线中的燃气射流段是由射流激波振荡（低频）和射流噪声（高频）两种流动成分组合而成，激波振荡沿管壁向弹头方向是衰减的，它在低频段聚积的能量与起始冲击波一起都对储运发射箱式定向器具有破坏作用。     

碎裂开盖鱼雷发射箱内流场变化研究

利用计算流体力学的仿真软件FLUENT对鱼雷发射箱内流场变化情况进行仿真计算,通过仿真计算分析发射箱内的压强分布规律及其对易碎裂盖体的影响。仿真结果表明,后盖在助推器射流直接冲击下会受到极不均匀的压强作用,可能使后盖中心破裂而不碎;前盖受后盖反射的射流影响而开盖。研究结果对发射箱的碎裂开盖方案设计有一定的指导意义。     

发射箱前盖抗燃气流冲击设计研究

对导弹发射箱前盖受邻箱导弹发射燃气流冲击会出现破碎问题，进行了全面的分析，通过燃气流场仿真计算的载荷分析，有限元强度分析，在前盖材料密度和外形两方面对前盖设计提出改进措施，试验证明措施有效。     

考虑约束的机载导弹导轨发射数值模拟

采用计算流体动力学和刚体动力学模型耦合求解的方法,对导轨发射的机载导弹分离过程进行了模拟,导弹运动过程包含了双(多)吊挂约束、单吊挂约束和自由运动三个阶段,为了模拟单吊挂约束状态下导弹的运动,在刚体六自由度运动方程基础上,发展了约束形式的刚体动力学模型,通过计算刚体自由转动(欧拉陀螺)和旋转刚体的进动(拉格朗日陀螺)两个算例,得到与理论解吻合的计算结果,验证了运动模型的正确性。在此基础上,对某机载导弹的发射过程进行了数值模拟,模拟中根据后挂点所处不同位置分别采用直线运动、单铰链约束和六自由度运动模型。通过数值仿真,获取了发射过程的运动轨迹和姿态变化,结果表明中等攻角下翼吊导弹受到横向洗流的作用,产生较大的侧向力和偏航力矩,导致导弹发生横滚产生弹架干涉。单吊挂约束下导弹俯仰运动受到法向气动力、重力以及法向过载的作用,严苛条件下可能引起弹架干涉。     

导弹水下发射近筒口点火时机选择影响研究

潜射导弹蒸汽-燃气弹射出筒时,弹尾会附着燃气泡,该尾空泡的发展形态会对水下点火燃气射流流场的建立产生影响。为了研究水下发动机不同工作状态发射流场结构变化及原因,采用Mixture模型和动网格技术对发动机处于尾空泡的三种包覆状态:扩张初期、收缩初期、完全闭合状态(对应点火位置分别为2.2m,4.3m,6.5m)的燃气射流动态流场进行数值模拟。仿真结果表明,尾空泡收缩程度越大,发动机喷管流场结构越复杂,尾空泡不断地膨胀-颈缩,使得发射平台受到较大的压强脉动;当尾空泡未处于收缩状态阶段且发动机运动一定安全距离4.3m时点火,既有利于燃气射流流场的建立,同时发射筒及艇体受到的压力脉动最小,从而有效地提高了水下点火发射的安全性。     

大后掠机翼外侧翼下导弹气动特性分析

位于大后掠翼战斗机机翼下的导弹,在飞行中受到的气动载荷,会对结构疲劳特性产生显著影响。为了研究导弹的气动载荷,建立了某型战斗机挂载导弹的气动仿真模型,设计了 3种导弹构型,分别为带前后弹翼导弹、只带后弹翼的导弹与只有弹体不带弹翼的导弹。对飞机翼下挂载 3种不同构型的导弹进行了气动特性的数值模拟与分析,并对比了导弹的气动载荷分布规律。计算结果表明:位于大后掠机翼下方的导弹,由于机翼下方的洗流作用,会受到较大的气动载荷,导弹的气动载荷以侧力和滚转及偏转力矩为主要分量；滚转力矩的方向会导致导弹与发射装置连接处靠近飞机对称面一侧受力较大,容易降低疲劳寿命；导弹的气动载荷主要由后弹翼产生,可在设计弹翼时适当减小后弹翼的面积,从而降低战斗机后掠翼洗流对翼下挂载导弹气动特性的影响。     

考虑喷流效应的机载导弹发射及气动干扰数值模拟

研究比较了机载导弹发射时是否考虑导弹尾喷流情况下导弹运动特性及机-弹气动干扰影响.通过动态结构嵌套网格技术实现了导弹运动的模拟,结合刚体六自由度运动方程求解三维非定常Euler方程得到流场信息.导弹推力由发动机燃烧室喷流计算得到;当不考虑喷流效应时,推力通过直接在导弹尾部给定非定常作用力实现.应用此方法模拟了基于类"全...     

空射导弹发射初始弹道数值仿真

导弹从载机上发射时,载机对导弹的流场存在干扰,从而影响导弹在发射初始阶段的姿态和运动轨迹。为了确定导弹的初始弹道参数,本文利用CFD商业软件Fluent6.1计算导弹发射时的非定常流场,并通过该软件的接口嵌入导弹的六自由度弹道方程,同时计算了导弹在载机流场干扰下的非定常气动力和初始弹道。计算结果清晰地表现出导弹与载机的分离过程和载机流场的干扰形式,并可估算出载机的流场干扰范围。     

同心筒式发射装置附加弹射力影响因素分析

采用同心筒式发射装置发射导弹时,弹底会受到附加弹射力的作用,其值主要取决于排气狭缝宽度、增力装置、导流锥等因素.利用动量方程积分形式推导出附加弹射力的理论公式,分析各种因素对附加弹射力的影响,并利用数值模拟技术进行验证.结果表明:筒底所承受冲击力与弹底所受的附加弹射力呈正相关;减小内外筒间缝隙可提高弹底所受的附加弹射力;加导流锥能降低筒底所受的冲击力.导流锥母线越光滑,筒底所受到的冲击力就越小;增加导流锥后,燃气流动达到稳定状态的时间与无导流锥时所需的时间近似于相等.      

高压涡轮工作叶片内部流场特性试验研究

为研究变工况特性下涡轮叶片内部通道流场特性，选取高压涡轮二级工作叶片内部通道作为研究对象，在5种不同的进口雷诺数（Re）工况下，利用TRPIV（时序PIV）技术对通道内的流场特性进行了试验研究。Re变化为32426～64700，模拟了飞行循环过程中的若干典型工况。在先进加工技术的辅助下，保留了真实叶型约束下的完整内冷三通道带肋结构，捕捉到一些不同于常规截面两通道模型等简化模型中的流动现象，包括：弯头区域不对称主流分离结构和非对称二次涡系。通过数据分析，明确了高、低雷诺数下流动特性的差异。在高Re工况条件下，弯头出口附近的冲击区域增大；对于第一通道内的二次流，在接近弯头位置处，横向速度分量会导致纵向涡对的强度被削弱，高Re工况下拥有更加剧烈的影响，极有可能削弱吸力面的换热强度。     

Two-dimensional launch window method to search for launch opportunities of interplanetary missions

Accurate and highly efficient approaches to obtain mission opportunities are still the goals of mission planners of interplanetary explorations. The search for launch opportunities not only determines the specified launch window of the mission but also presents the performance requirements for the interplanetary probe and its launch vehicle. An effective method, namely the two-dimensional launch window method, is developed from a completely new perspective to determine all the launch opportunities of the mission in this research. For a fixed launch time, the method to determine all the time windows in the dimension of Time-of-Flight (TOF) is firstly proposed and these time windows represent all the launch opportunities for the given launch time. And then, the two-dimensional launch window method is proposed, which computes the time windows in both the launch time and TOF dimensions to achieve all launch opportunities of the mission. Numerical examples are provided to demonstrate the accuracy and high efficiency of the method. Compared with the widely-used pock-chop plot method, the proposed method reduces the computational time by two orders of magnitude for the same search precision, and thus is especially suitable for the cases involving rapid, high-precision, and/or large-scale searches for mission opportunities.     

Small-size rocket impulse-reaction launch dynamics

The method of analyzing the small-size rocket liftoff is presented. Under consideration is a system that consists of a rocket with an operating rocket engine, a launch tube, and an operating gas generator mounted in the tube under the rocket. The liftoff parameters including the rocket motion velocity inside the tube and the loads applied are calculated. The calculated and experimental data were compared and their adequate agreement is presented with respect both dynamics of rocket impulse-reaction liftoff from the launch tube and the launch velocity.     

通用飞行器地面电磁弹射工程系统研究

通用飞行器地面电磁弹射可以提高飞行器起飞离地速度,增加飞行器有效载荷,节省起飞阶段能量消耗,延长飞行器飞行距离,降低飞行器动力装置起飞最大推力要求,缩短起飞距离。将"地下直线电机牵引地面交通车辆方法"作为飞行器地面电磁弹射牵引方法,将"真空磁悬浮转动支撑结构无轴动能环储能高功率脉冲电源"作为电磁弹射的高功率脉冲电源,通过工程整体设计,为电磁弹射提供安全稳定的能量供给和多备份、高冗余度、高可靠性的高功率储能脉冲电源,实现安全、连续、可靠的通用飞行器地面直线电机电磁弹射工程系统。