孔径比和动量比对双股射流撞击式雾化影响分析

采用移动粒子半隐式(MPS)法和GPU并行加速技术,对双股射流撞击式雾化过程进行了数值模拟,分析了射流孔径比和动量比的变化对雾化特性参数的影响.模拟成功捕捉到了典型工况下一次雾化液膜破碎成液丝、液丝进一步破碎成液滴的全过程.获得了喷雾扩散角、液膜破碎长度、雾化液滴索特尔平均直径和雾场偏斜角等雾化特性参数.数值结果表明,...     

固体火箭发动机撞击变形及装药内部热点形成数值分析

以热粘弹理论和动力有限元法为基础,结合机械撞击载荷下固体推进剂裂纹摩擦热点细观模型,分析计算了发动机壳体和装药结构撞击变形及装药内部热点形成,确定了产生高温热点撞击临界速度。计算模型中考虑了推进剂初始弥散细观裂纹离散、裂纹扩展对推进剂宏观力学性能影响、基体粘性加热对热点形成影响等问题。通过与高能炸药Steven撞击试验结果进行对比分析,证明了理论模型及计算方法的有效性。计算了某小型发动机撞击试验临界速度。     

球形弹丸超高速斜撞击薄板的碎片云和侵彻特征仿真分析

低地球轨道航天器易受到微流星体及空间碎片的超高速撞击。相较于正撞击,斜撞击现象更加普遍、更具研究价值。文章采用Autodyn-3D数值模拟软件,利用光滑粒子流体动力学（smooth particle hydrodynamics, SPH）方法,模拟Al2017-T4球形弹丸超高速斜撞击Al2A12薄板的过程,开展弹丸撞击速度为3～6 km/s、撞击角度为0°～60°时的撞击特征仿真分析。结果表明:撞击角度对碎片云形貌与几何尺寸,以及穿孔大小和形状特征有显著影响;当撞击角度为30°～45°时会发生滑弹反溅现象,造成弹丸侵彻能力下降。研究结果可为超高速撞击防护结构的设计和改进提供支持。     

涡扇发动机短舱结冰试验相似方法

通过分析短舱表面结冰缩比试验相似要求,在保证绕流流场、水滴撞击特性和结冰冰型相似的基础上,分别采用基于气流雷诺数,气流韦伯数和水滴韦伯数3种速度选取方法建立了试验相似准则。利用该准则获得了明冰和霜冰条件下涡扇发动机短舱1/2缩比模型的结冰试验参数,开展了短舱进气道表面结冰冰型预测,对参考模型和缩比模型表面过冷水滴撞击特性、结冰特性、溢流水分布特性进行了分析。结果表明:采用基于气流韦伯数和水滴韦伯数速度选取方法的相似准则,在明冰和霜冰条件下均能保证缩比模型与参考模型表面水滴撞击特性相似,且相似性不受结冰温度影响;溢流水变化趋势与参考模型相似,流动极限相近;缩比模型表面冰型均与参考模型相似,该方法能够为短舱结冰试验参数选取提供依据。      

飞机热气防冰系统研究

介绍了飞机热气防冰系统的应用背景及基本结构,回顾了其发展历程及国内外研究现状.从防冰表面水滴撞击特性计算、蒙皮外部结冰/溢流水模型建立、热气防冰腔内部结构参数研究以及多物理场防冰表面内外耦合仿真这4个关键问题角度,分析了热气防冰系统的主要研究内容.分析表明:准确预测三维溢流冰形成过程、优化热气防冰腔内部结构参数、确定防冰安全边界和防冰裕度以及冰风洞防冰系统实验的参数缩比等关键研究点是热气防冰系统的发展趋势.      

波纹倾角对填充式波纹夹层结构超高速撞击防护性能影响

基于SPH方法模拟了空间碎片撞击波纹倾角分别为30°、45°、56°和60°的填充式波纹夹层结构的过程,对防护特性进行对比分析,研究了波纹倾角对防护性能的影响。结果表明,撞击形成的碎片云膨胀程度随倾角增大而变大,倾角为56°时的结构对空间碎片破坏最大;4种结构所转化的不可逆功相差很小,倾角对结构不可逆功转换的影响较小;不同倾角的航天器舱壁损伤不同,倾角为56°时航天器舱壁损伤程度最小。     

生命的轮回--走进中国西部航天育种基地

太空是神秘的，地球是神秘的，而生命更是其中一块难解的“魔方”。在亘古的久远，一个神秘的天外来客撞击地球，从此有了生命。虽然这是无数生命起源说中的一个，但是．神舟飞船搭载的种子在大西北劫展示了生命的神奇——     

在轨航天器撞击解体特性分析与计算

对在轨航天器撞击解体问题进行了研究, 基于NASA 标准解体模型, 给出了在轨航天器撞击解体算法, 重点分析了解体计算时应该满足的几个约束条件. 编写了该算法的通用仿真计算程序, 并通过与P-78 卫星解体事件的实测数据比较验证了算法和程序的正确性. 研究结果对预测分析在轨撞击事件的毁伤特性具有重要的参考价值.      

卫星高压气瓶的超高速撞击试验

微流星体及空间碎片超高速撞击对在轨航天器构成了严重威胁,星上压力容器受空间碎片撞击后所产生的威胁是十分严重的,可能导致航天器发生灾难性失效,过早结束其使命。文章通过星上常用气瓶的超高速撞击试验,获取了不同弹丸撞击参数下气瓶器壁的通孔孔径,得到了在弹丸撞击速度为(6.5±0.3)km/s、无防护情况下气瓶器壁的弹道极限,并分析了导致充压气瓶灾难性失效的弹丸直径范围;通过对试验数据拟合,初步建立了弹丸正撞击速度为(6.5±0.3)km/s、无防护情况下气瓶器壁的通孔孔径预测公式,为航天器遭遇空间碎片撞击的风险评估及防护措施制定提供依据。     

从发现阿特兰蒂斯号航天飞机穿孔想到的

1 惊人的宣布 □□2006年10月5日美国航空航天局(NASA)宣布,在2006年8月安全返航的阿特兰蒂斯号航天飞机的一个致冷器上发现一个被击穿的小孔.孔的注入点直径约为2.74mm,伤痕周围损坏范围大约延伸到25.4mm,撞击物在致冷器内约12.7mm厚度处碎裂.在致冷器的另一面,留下一个直径大约为7.62mm的出孔和5.08mm长的裂口.从撞击的裂痕分析,撞击物体具有很高的速度.因为航天飞机掉下的碎片与飞机之间相对速度较小,所以可以断定这不是从航天飞机上掉下来的碎片撞击造成的,而是由于高速的微流星体/轨道碎片(MM/OD)撞击所致.撞击物体已经碎了,无法辨认是MM,还是人为的OD.