GH220/Ti──N/CoCrAlTaY/Al三层复合涂层的界面稳定性及其自分层行为研究

 GH220/Ti-N/CoCrAlTaY/Al三层复合防护涂层经扩散退火后，各层间结合较好，Ti-N组织稳定，Al全部扩散进入CoCrAlTaY内部，形成β-CoAl相。1000℃时效试验发现，Al内扩散导致CoCrAlTaY分层，形成7个亚层（不包括氧化膜及Ti-N膜）,其中包括3个富Ta层、2个高Al及2个正常CoCrAlTaY层。各亚层间界面随时效时间延长而趋于平直、连续、完整。在一些亚层内侧观察到Kirkendal空穴，其形成与元素的外扩散有关。分析了GH220/Ti-N界面扩散区的形成原因，建立了富Ta层形成模型。     

气动谐振管点火技术研究

为了发展液体火箭发动机的气动谐振管非电点火新技术,提出了一种新颖的组合喷嘴混气谐振加热方案,并介绍了所研制的氦气谐振热表面点火器和同轴氢氧谐振火炬点火器,给出了气动谐振管点火器工程设计的一般原则和相关参数的选择。     

NEPE推进剂激光点火特性

采用CO2激光点火系统，研究常压下NEPE推进剂中AP在点火过程中的作用，以及AP的表面积，燃速催化剂，初温，热流密度等因素与点火延迟时间的关系，结果表明：与HMX相比，AP是缩短点火延迟时间的主要因素，初温对点火延迟时间的影响程度取决于热流量的大小，存在着所谓的“拉平效应”。而降低AP粒度，提高AP表面积，在初温大于15℃时，有利于缩短点火延迟时间，而在小于15℃时则相反，适当的添加燃速催化剂也有利于缩短点火延迟时间。     

内收缩段泄流对超声速进气道的影响研究

本文通过对典型二元超声速进气道进行数值仿真,研究了内收缩段中泄流位置对进气道自起动性能及抗反压能力的影响规律和影响机制。研究结果表明:泄流腔改善进气道自起动性能和抗反压能力的内在机制不尽相同,泄流腔位置决定了进气道在临界不起动状态下的泄流量、临界不起动模式和临界反压状态下的泄流量,其中临界不起动状态下的泄流量和临界不起动模式共同影响进气道的自起动性能,而进气道的抗反压能力则主要由临界反压状态下的泄流量决定。在本研究范围内,当Lc=0.31时,进气道自起动性能最好,而当Lc=0.15时,临界压比和总压恢复系数最高。     

三种燃料在亚燃冲压燃烧室中的高空点火特性

为评估三种液体燃料(航空煤油(RP-3)、高热氧化安定性燃油(RP-3+100)以及煤基合成油(LUAN))的点火特性,在一种小型亚燃冲压燃烧室中开展了高空点火试验。研究表明:三种燃料在所选的试验条件下,均可以实现可靠点火。随着入口气流温度、压力的增加,三种燃料的点火当量比范围增加;随着入口气流速度的增加,三种燃料的点火当量比范围减小。RP-3+100在不同条件下均具有最高的点火当量比范围,RP-3与LUAN的点火当量比范围较为接近。当入口气流温度、压力和速度发生改变时,RP-3+100点火当量比范围随外界参数改变的变化程度最低,RP-3点火当量比范围随外界参数改变的变化程度最高。     

基于欧拉法的自寻的炮射导弹弹道建模与仿真

根据炮射导弹"自寻的"的发展趋势,大多数炮射导弹基本都采用激光架束制导、半主动自寻的模式。由于其自身局限性,随着主战坦克的装甲防护性能提高,激光架束制导的炮射导弹无法达到理想的毁伤效果。文章以某型炮射导弹作为参考原型,提出了新一代"自寻的"炮射导弹的"攻顶"弹道模型。"攻顶"弹道模型可以避实就虚,攻击坦克的薄弱部分,尽可能发挥炮射导弹的战斗效能。在外弹道学和导弹总体参数的基础上,建立导弹从炮口发射到比例导引段毁伤的运动方程,利用欧拉法求解弹道方程组,并用Matlab编程进行仿真。仿真结果表明,炮射导弹可以实现攻顶弹道,为未来实现炮射导弹智能化提供借鉴。     

固体火箭冲压发动机流量可调燃气发生器控制算法

固体火箭冲压发动机流量调节系统具有很强的时变性和非线性,在调节的初期存在流量负调现象,且推进剂不完全燃烧产生的颗粒容易附着于喉道,这些因素都将对调节性能产生消极影响。为处理上述问题,设计线性自抗扰控制器(LADRC)。仿真试验表明,所设计的LADRC对比于比例-积分-微分控制器(PID)具有更好的响应速度、精度、流量负调抑制能力以及抗干扰能力,在低压力和高压力两种工况下的响应时间均不超过1.5 s,超调量在1.5%以内;流量负调减小了3~4倍;对干扰的反应时间在0.4 s左右,干扰的偏离值仅为0.25 MPa,显著提高了燃气发生器的工作性能。     

带侵蚀效应的三维双燃速装药固体火箭发动机点火过程

针对三维双燃速装药固体火箭发动机,采用商用CFD计算软件的用户自定义方程对点火瞬态过程中的侵蚀燃速、燃面温度、质量源项、动量源项、能量源项及点火器入口等进行了二次开发,并进行了考虑侵蚀效应的点火瞬态过程流场仿真计算,与地面点火试验内弹道数据进行了对比分析。结果表明:点火初期发动机头部的气流流动十分复杂,且头部压强随时间变化十分剧烈;堵盖打开会造成头部升压梯度振荡,并产生负升压梯度;仿真与试验结果符合较好,说明采用一维非定常固相传热方程计算三维燃面温度可以满足当前工程要求,计算方法正确有效。      

水下点火固体火箭发动机两相流流场数值分析

利用FLUENT软件,使用湍流模型和VOF(volume of fluid)模型对水下点火固体火箭发动机的气液两相流场进行数值分析,对点火初期喷管中燃气的流动过程和燃气泡的发展过程进行了仿真,数值模拟了固体火箭发动机尾流场燃气密度、压力和温度的分布规律。研究表明:点火初期,喷管内流场将有一个完整激波建立的过程,除此之后的喷管尾流区域,由于气体受到压力扰动的影响,激波结构被破坏,没有形成连续的膨胀—压缩波;射流过程中燃气泡头部一直保持较大直径,中部燃气通道存在随轴向周期性的膨胀-压缩现象;喷管尾流区,各流动参数出现不同程度的振荡现象:喷管出口燃气密度受外界水的压缩及传质传热的影响,出现峰值后逐渐稳定;喷管出口燃气总压由于受水环境的急剧压缩,在喷管出口附近形成一个高压区;喷管出口燃气温度经三次周期变化后,温度逐渐降至1750K以内。      

基于复合Agent的分布式网络管理模型分析实现

分析基于复合Agent的分布式网络管理体系结构模型,证明该模型可有效简化软件组件以及物理设备组件的分割造成的网络管理问题,从而降低网络管理复杂度,提高整个系统的自适应、自组织特性,并易于集成和扩展.