高频阵列式能量沉积对超燃燃烧室性能影响的数值研究

超声速来流具有较大的动量,致使横向射流受来流强压缩的影响难以具有较大的穿透深度,影响了射流在超燃燃烧室中的掺混效率。本文提出了利用能量沉积力、热扰动来辅助提升射流掺混效率的方法,并开展了数值模拟研究。通过求解带能量源项和化学反应源项的N-S方程,对比分析了施加在射流前和射流后的两种高频阵列式能量沉积分布方式对带凹腔的超燃燃烧室的影响。研究发现,能量沉积由于增大了射流诱导流向涡的尺度,可提升燃烧室乙烯燃料的掺混性能;能量沉积可提升燃烧室的燃烧效率,且分布在射流后方时燃烧效率较高,相比于基准工况提高了29%;能量沉积的加入略微降低了燃烧室总压恢复系数。

超燃冲压发动机主动式掺混增强技术研究

燃料的掺混增强技术是现代超燃冲压发动机的关键技术,针对如何使燃料充分掺混,研究人员发展了多种掺混增强方法,主要分为主动式和被动式两类。主动式掺混增强技术是依靠大尺度的自激励来提高燃料的掺混程度,因其易于控制、结构简单等优点逐渐受到研究人员的青睐。本文针对三种主动式掺混增强技术:等离子体能量沉积辅助掺混技术、波形/粗糙壁扰流技术和脉冲射流扰流技术进行了讨论,介绍了其研究现状和发展前景,并对未来的发展趋势进行了合理的展望,为未来超燃冲压发动机燃烧室内燃料掺混增强技术的进一步优化发展提供了思路。

火箭发动机工作过程仿真实验教学改革与实践

针对火箭发动机原理课程实验教学探讨了仿真实验实践教学模式,研制了火箭发动机工作过程仿真实验系统,经过几届学员的试用取得了良好的教学效果。

机动作战地空导弹战场生存能力评估研究

基于对机动作战地空导弹战场生存能力的分析,建立了其综合评价指标体系。提出生存能力综合评价的多层次灰色评估模型,采用AHP与Delphi相结合的方法确定指标权重。实例分析表明,利用该模型能够有效评估机动作战地空导弹的战场生存能力,结果具有一定的可信性。

基于神经网络的固体推进剂力学性能模型研究

为有效评估复合固体推进剂的老化失效需要构建其结构状态参数与力学性能参数之间的关系,应用神经网络理论建立了复合固体推进剂结构状态参数与力学性能参数之间的定量关系模型,结合实验数据对模型进行了仿真计算,结果表明,建立的模型适用于固体推进剂结构状态参数与其力学性能关系的研究,能够用来评估复合推进剂的老化失效。

机动作战地空导弹雷达站址地标测距解析定位模型研究

在地空导弹部队防空作战过程中,火力单元要按上级的命令适时机动,或机动到预留阵地,或机动到上级指定的大致地理位置。需要对所在位置进行精确定位并及时上报给上级单位,以便尽快组成新的雷达网继续参加战斗。利用部队现有测距装备(测距雷达和光学测距仪器)在战场环境下,建立了地标测距解析定位模型。

复杂导弹武器装备通用层次模块化诊断模型

根据复杂导弹武器装备系统的组成、结构、故障机理和故障诊断的特点,建立其通用的层次模块化故障诊断模型,研究了层次模块化故障诊断机理和诊断过程中所采用的推理搜索机制,建立的层次模块化故障诊断模型能够根据具体诊断问题的特点,选择不同的故障诊断方法,逐层逐块深入进行诊断,直到完成诊断任务。故障诊断模型具有很强的通用性、可行性和潜在的应用价值,基于此模型的故障诊断系统的建立将有助于复杂导弹武器装备的维修保障。

不同入口马赫数对超燃冲压发动机尾喷管的性能影响研究

针对采用多目标优化方法设计的超声速燃烧冲压发动机非对称喷管,采用RNGk-ε湍流模型和有限体积方法数值求解有组分的守恒形式Navier-Stokes方程,数值模拟喷管不同入口马赫数条件下的喷管流场和性能。计算结果表明:喷管入口马赫数的变化会对喷管内流参数带来一定影响,导致喷管的推力和升力同时增大或减小,飞行器的配平性能可能会受到一定影响。

战术导弹固体火箭发动机推进剂发展综述

分析了战术导弹固体火箭发动机推进剂发展历程中的表现出的特点,介绍了现阶段固体推进剂的种类和技术要求,从纳米推进剂、微烟推进剂、钝感推进剂、高燃速推进剂、胶凝推进剂和低成本推进剂等方面阐述其关键技术及发展。

火箭发动机固体推进剂老化研究

针对影响长期储存固体火箭发动机性能的固体推进剂老化问题,探讨了固体推进剂老化的主要因素;从固体推进剂组分的影响、环境湿度、储存温度等方面分析了其影响固体推进剂老化的机理;对推进剂老化预估研究方法进行了比较详尽的总结和评述,重点分析了固体推进剂老化失效预估的力学性能法、活化能法、凝胶含量法、傅里叶红外光谱分析法和动态粘弹分析法,并对这些研究方法的内容和结果的可信度进行了分析。最后从深入研究固体推进剂的老化机理以及结合现代分析仪器的应用等方面对固体推进剂老化研究的发展趋势进行了展望。

高过载下固体火箭发动机长尾喷管两相流场数值模拟

采用欧拉-拉格朗日两相流模型对不同过载及颗粒直径条件下的喷管内流场进行了数值模拟。分析了过载的加入和颗粒直径变化对喷管内流场的压强、温度、速度的影响。从结果分析得到:不同过载以及颗粒直径变化对喷管内部燃气压强、温度、速度的影响比较大,特别是对温度的影响尤为明显。在纯气相条件下时,燃气温度在喷管长尾段后部有明显的下降,但随着颗粒相的加入,在喉部附近以及扩张段中,两相流情况下的燃气温度高于纯气相情况下的燃气温度。

激波诱导矢量喷管内流场动态特性数值研究

以二维收敛扩张喷管为对象,利用二维非定常雷诺平均N-S方程和RNG k两方程湍流模型对基于激波控制的射流推力矢量喷管非定常流场进行研究,分析了二次流总压连续变化对喷管流场和推力性能的影响,结果表明:随着二次流总压的增大,二次流与主流干扰形成斜激波强度增加,激波向喷管上游移动;二次流总压增加到一定值后会在二次流入口附近形成回流区,回流区面积随二次流总压的增加而增大;二次流总压连续增加时,喷管轴向力连续增大,侧向力和推力矢量角先增大后减小,推力系数随二次流总压的增加而较小。

二次进气固冲发动机补燃室粒子沉积数值模拟

基于随机颗粒轨道模型和颗粒部分沉积模型,对二次进气固冲发动机补燃室壁面的粒子沉积进行了探索研究,讨论了空燃比、进气间距及流量分配比等参数对沉积的影响。结果表明,随空燃比增大,沉积区域有一个明显的前移,空燃比对沉积的影响分为两个阶段;进气间距对沉积的影响较复杂;流量分配比增大,沉积区域变化不大,但沉积总量增加。

扩张段射流对旁路式双喉道喷管矢量特性的影响研究

为探究腔体扩张段射流对旁路式双喉道喷管气动矢量特性的影响,采用数值模拟方法对喷管在不同次流入射位置和次流压比下的内流情况进行仿真研究。结果表明:在扩张段引入次流能够改善喷管内流性能,随着次流入射位置后移,推力矢量角先增大后减小,推力系数逐渐增大且增幅渐缓;随着次流压比增加,喷管推力矢量角逐渐增加后基本保持不变,推力系数先增加后快速下降,而矢量效率先急剧上升后趋于平稳;改进后的喷管在最佳算例中得到推力矢量角为27.59°,推力系数为0.956,矢量效率3°/1%次流流量。

轴对称激波诱导矢量喷管三维两相流数值模拟

运用颗粒轨道模型对轴对称激波诱导矢量喷管内流场进行了数值模拟,并与纯气相条件下的计算结果进行了对比分析,研究了1～30μm不同直径颗粒的运动轨迹和内流场参数的分布特征,并对矢量喷管的推力性能进行了研究。结果表明,颗粒相的加入对射流推力矢量喷管内流场和推力性能都带来很大影响,影响规律与颗粒直径密切相关。为两相流条件下射流矢量喷管的试验研究提供了一定依据。

灰色可维修系统可靠性分析计算新方法

从灰色可维修系统实际工作状态出发,在缺乏信息的条件下,运用灰色理论,提出其可靠性的分析计算新方法。并应用该方法对一算例分析,证明了该方法的可行性。由于该方法不依赖于系统的分布参数,可动态分析系统的可靠性,去掌握系统可靠性变化规律,因而可用于预测未来某时刻系统的可靠性。

宽高比对超燃冲压发动机尾喷管的性能影响研究

三维后体尾喷管是超燃冲压发动机产生推力的关键部件。文中在优化设计后的二维后体尾喷管基础上,采用计算流体力学软件Fluent,对不同宽高比的三维尾喷管内流场进行了数值模拟,研究了宽高比对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响。结果表明:随着宽高比的增大,尾喷管的轴向推力系数、推力矢量角都有比较明显的增大,综合考虑,建议设计喷管时选择宽高比H≤5。

超燃冲压发动机尾喷管性能数值模拟研究

尾喷管是超燃冲压发动机产生推力的一个重要部件。文中以NASA单膨胀斜面喷管试验为参考,利用计算流体力学软件Fluent,采用RNG k-ε湍流模型,对尾喷管流场进行了数值模拟,研究了入口气流状态参数(比热比、静压比、马赫数、温度)对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响,初步给出了尾喷管内流场特征以及性能随不同入口气流状态参数变化规律,为超燃冲压发动机尾喷管与燃烧室一体化设计提供一定理论参考。

国外高超声速组合推进技术概述

推进技术是高超声速武器的核心技术,以超燃冲压发动机为基础的高超声速组合推进技术是高超声速武器的首选动力方案。本文介绍了几种以超燃冲压发动机为基础的组合推进方案,并简要介绍了美国、日本以及印度的技术发展现状。

固体火箭发动机工作过程仿真实验软件的设计与实现

在不具备开展实际实验的条件下,采用计算机仿真的方法模拟固体火箭发动机的工作过程,是一种安全、有效和经济的途径。文中从固体火箭发动机平行层燃烧理论出发对其工作过程进行了分析与数学建模,并运用3D建模技术、Matlab引擎技术和动态链接报表生成等技术开发了固体火箭发动机工作过程仿真实验软件。介绍了仿真实验软件的设计与仿真运行画面。软件在本科教学中得到了实际应用,教学效果良好。