几种导弹弹射动力系统内弹道性能比较

介绍并比较了几种导弹弹射动力系统的特点,在一定假设的基础上对几种弹射动力系统进行了内弹道模型的设计、编制程序并针对某型导弹及内弹道指标进行计算,计算结果显示了在不同弹射动力下,发射筒内工质气体状态参数随时间变化的规律和导弹在发射筒内运动加速度、速度、位移随时间变化的规律.通过比较分析所得的内弹道性能曲线,得出燃气-蒸汽式弹射动力系统所需工质流量小,结构简单,压力及加速度变化平稳,温度适中,导弹速度及位移增加快,发射时间短,内弹道参数较理想,具有很大的优势和发展前景.为导弹弹射动力系统的设计和方案选择提供参考依据.

导弹发射动力系统发展研究

介绍并分析了导弹的各种发射方式以及各种不同发射动力系统的特点及发展趋势,可以看出导弹的弹射发射具有结构简单、技术可靠、适应性强等优势.比较了各种导弹弹射动力系统的优缺点,对具有很好发展潜力的燃气-蒸汽式弹射动力系统的基本组成和工作原理进行了重点阐述,并分析了其中的关键技术及其发展方向.

导弹弹射装置冷却器中液滴轨迹及特性的数值模拟

为研究高温高压超音速燃气中的横向喷雾的液滴轨迹及沿轨迹的特性变化,给导弹弹射装置的设计提供依据,本文采用拉格朗日方法,应用颗粒轨道模型追踪液滴的运动轨迹并计算液滴沿轨迹的速度、温度和直径的变化。分析了气相参数及喷雾条件对颗粒轨迹及特性的影响。计算结果表明,小颗粒液滴速度变化快,蒸发快,流向位移及渗透深度小。提高气相压力和温度均能加快蒸发,压力和温度越高,液滴达到的饱和温度越高。气相速度越大,液滴达到的流向速度越大,流向位移也越大,但超音速气相速度变化对蒸发速度影响较小。液体喷射速度的变化对蒸发速度基本没有影响,喷射速度越大,渗透深度越大。液体温度越高,液滴直径减小越快,蒸发越快。

高温高压超声速气液两相流场数值模拟

采用欧拉-拉格朗日方法对燃气-蒸汽发射动力装置内高温高压超声速燃气中横向喷雾的气液两相流进行了数值模拟研究,气相采用RK(Runge-Kutta)-AUSM+(advection upstream splitting method+)格式求解Navier-Stokes方程,液相应用颗粒轨道模型,两相之间的耦合通过在气相各守恒方程中添加源项来实现.针对不同的喷水孔径、喷水压差以及水气质量比进行了数值模拟计算,分析了各种条件下的液滴蒸发情况以及对气相流场和能量输出的影响,为燃气-蒸汽发射动力装置的设计优化和能量调节技术提供了理论依据.

准一维超音速气液两相流数值模拟

采用欧拉-拉格朗日方法对燃气-蒸汽发射动力装置内超音速燃气中的喷雾蒸发的气液两相流进行了准一维数值模拟研究,该方法考虑了面积变化、质量添加、蒸发效应、变物性等各种影响因素。针对不同的喷水孔径、喷水压差以及水气质量比进行了数值模拟计算,分析了各种条件下的液滴蒸发情况以及对气相流场的影响,为燃气-蒸汽发射动力装置的设计优化提供了一种快速有效的方法。

容器热物性参数对蓄热系统性能影响的数值研究

建立了分析潜热蓄热系统蓄热性能的二维数学模型,并进行了数值计算.其中考虑了容器壁面的导热,且相变传热只考虑导热模型,对相变材料(PCM)相变过程的求解采用解耦法计算模型.对几种不同材料容器内PCM熔化过程进行了数值计算比较,结果表明,容器材料的导热系数、比热容和密度等热物性参数对PCM的熔化有很大的影响.此外还对不同初始温度和边界壁温对PCM熔化的影响进行了数值计算.所得结论对潜热蓄热系统的热性能及其优化设计有一定的指导作用.