进气温度和当量比对脉冲爆轰发动机工作过程影响

为了研究进气温度和当量比对脉冲爆轰发动机工作过程的影响,建立了带简单化学反应的气液两相爆轰欧拉-拉格朗日模型,使用二维时空守恒元与求解元(CE/SE)方法和变步长4阶龙格-库塔法分别求解气液两相爆轰方程.计算结果表明:提高进气温度,能加速液滴雾化、蒸发,缩短燃烧转爆轰距离和时间,但是会降低爆轰波的峰值压力;当量比小于1.1时,增加当量比,能缩短燃烧转爆轰距离和时间,提高爆轰波的峰值压力,加快爆轰波传播速度;当量比大于等于1.1时,增加当量比,能小幅提高爆轰波速传播度和缩短燃烧转爆轰距离和时间,但对爆轰波的峰值压力影响很小.      

混合室结构对脉冲爆轰发动机工作过程影响的试验研究

为了改善两相脉冲爆轰发动机内燃油雾化混合效果,通过试验研究了文氏管、挡板、掺混器、文氏管和挡板组合、文氏管和掺混器组合这五种不同的混合室结构对管内雾化混合和燃烧转爆轰过程的影响。试验结果表明:两种组合型混合室结构的雾化混合效果优于其他三种混合室结构。文氏管和挡板组合虽然雾化效果稍弱于文氏管和掺混器组合,但是径向液滴分布上更为合理;低频时,安装文氏管和挡板平均压力峰值最高能达到4.4MPa;高频时,安装文氏管和掺混器工作频率最高能达到32Hz;在试验范围内,改善混合室结构,形成雾化效果好和分布合理的可爆混合物有利于提高脉冲爆轰发动机的工作频率。     

用14mm型同轴功率标准测定N型传递标准

本文介绍一种将微波功率从14mm型同轴功率标准传递到N型同轴通过式或终端功率标准的方法。文章内容包括公式推导和接头效率的测量,并给出了被测件的校准因子,其不确定度在±1.3％以内。     

GLONASS的现状与展望

首先回顾了前苏联全球导航卫星系统的发展历史，根据国内外最新的文献报道总结分析了系统的运行状况和性能，然后还介绍了目前国际上利用ＧＬＯＮＡＳＳ进行导航定位，时间传递的现状，最一对ＧＬＯＮＡＳＳ系统的发展趋势作了展望     

鸟撞发动机整机响应显式-隐式仿真

为了研究鸟撞作为一种典型的突加高能载荷对航空发动机关键承力构件和发动机结构安全性的影响,以某大涵道比涡扇发动机为研究对象,针对其在遭遇鸟撞后不同响应阶段的特点,使用建模软件UG和商用仿真软件Hypermesh和LS-DYNA,开发了1套鸟撞突加高能载荷作用下发动机整机动态响应分析模型,建立了航空发动机整机显式或隐式长时分析流程和方法,对比了不同分析方法的优缺点,验证了不同方法在鸟撞后发动机不同动态响应阶段整机响应规律研究中各自的优越性。结果表明：鸟撞击对航空发动机的影响主要体现在撞击阶段的叶片变形和后撞击响应阶段的不平衡载荷对承力构件的影响,且采用显式-隐式结合的方式进行分析具有较好的效果。该研究结果对于航空发动机在其他突加高能载荷作用下不同动态响应阶段的整机动态响应规律研究具有一定参考价值。     

燃烧室宽度对液态燃料旋转爆轰发动机影响实验研究

为了研究燃烧室宽度对液态燃料旋转爆轰发动机工作特性的影响,搭建了气液两相旋转爆轰实验系统,以汽油/富氧空气为工质,氢气/氧气预爆轰管作为点火装置,在不同燃烧室宽度下开展了一系列实验研究,分析了爆轰波的起爆过程,以及燃烧室宽度对爆轰波传播特性与发动机推力性能的影响。实验结果表明：点火后,燃烧室内需要经过一个爆燃转爆轰过程才能形成自持传播的爆轰波;爆轰波在不同燃烧室宽度下均以双波对撞模态传播,对应的波速分布在850~1025m/s内,随着当量比增加,波速整体呈增加趋势;当燃烧室宽度减小,波速整体有所降低;不同燃烧室宽度下推力性能存在显著差异,其中燃烧室宽度在16.5mm下,发动机的推力和燃料比冲要明显低于11.5mm和9mm的;随着燃烧室宽度减小,内外壁面边界层在流场中的作用更为突出,降低了发动机推力的稳定性。     

驻定斜爆轰波的初步实验观察

本文介绍了使用激波风洞观察相对实验室驻定的斜爆轰波的方法、实验装置和初步实验结果。实验主要利用高分子可燃固体主膜片与高焓气体在加速、减速和膨胀降温过程中的混合作用,采用高速摄影技术对高超声速流场中尖劈所形成的高温和燃烧发光区进行动态观测,得到波角明显大于斜激波的结果,认为初步观察到相对实验室驻定的斜爆轰波。     

单面导流器载荷传递与发射仿真分析

本文通过对比将导流器与发射车作为一个整体进行受力分析和将导流器与发射车作为铰接关系进行受力分析的理论载荷传递路径,发现将导流器与发射车作为铰接关系进行受力分析时为保证发射稳定所需的导流器底座与地面摩擦系数更大,进一步采用仿真建模的方式验证了理论载荷传递路径的正确性,并通过整车发射动力学仿真分析得到了不同导流器底座与地面摩擦系数条件下发射过程中导弹的姿态变化规律,为指导车载垂直热发射单面导流器传载设计和发射车发射场坪的选择提供了有力支撑。     

固体推进剂推进及毁伤技术研究进展

固体推进剂推进与毁伤一体化技术,可以在战略战术临时更改而导致推进剂未燃尽的情况下,通过起爆固体火箭发动机内的余药,达到提高导弹毁伤效果的目标,具有拓展导弹的战略用途、充分发挥导弹性能和高效利用高附加值资源的意义。目前,受国外的技术封锁,固体推进剂推进与毁伤一体化技术尚有关键技术亟待突破。首先,基于固体推进剂点火后的反应增长过程,提出了固体推进剂在燃烧时可控向爆轰状态转换是实现推进与毁伤一体化技术的关键,其中燃烧转爆轰机理和燃烧性能控制是重要支撑技术。然后,进一步阐述了能量性能控制对固体推进剂推进及毁伤性能的重要作用。最后,提出了采用可控起爆或发动机-战斗部一体化实现固体推进剂推进与毁伤一体化的设想。未来应加强复合含能材料燃烧与爆轰可控转换机理、可控起爆原理及控制方法、发动机-战斗部结构及装药一体化等的研究,以支撑固体推进剂推进与毁伤一体化技术的发展。