利用球形气泡模型研究导弹水下点火瞬间的推力状况

本文利用由球形气泡假设所得到的简单数学模型研究了导弹在水下点火瞬间所受到的推力状况。计算结果显示由于水的惯性作用,导弹在水下点火瞬间所受到的推力将急剧增大,推力峰值随着喷管喉部截面积和膨胀面积比的增大而增大,而随着导弹发射深度的增大而减小,导弹所受到的推力在峰值后将出现低频波动。

固体火箭发动机装药端面燃烧燃速畸变现象分析

分析比较了引发固体火箭发动机装药燃速畸变的因素,如壁面附近的增塑剂、固化剂的迁移以及细氧化剂聚集等。认为固体装药燃速畸变现象产生的根本原因是壁面附近的氧化剂颗粒质量分数高于中心区域,氧化剂平均粒度低于中心区域。为验证这一理论分析,用基于粒状扩散火焰(GDF)模型得到的推进剂燃速计算公式,以氧化剂的含量和粒度为变量,计算了AP推进剂的燃速。结果表明,燃速计算值的变化趋势与理论分析结果相一致。

燃气摆阀作动频率对燃烧室动态影响的数值研究与验证

为研究燃气摆阀作动对固体火箭发动机动态响应的影响,通过数值仿真,计算燃气摆阀以不同频率作动时,燃烧室压强和燃气流量的动态响应,并与试验数据进行了对比。研究表明,摆阀周期性作动,会造成燃烧室稳态压强、稳态流量相比不作动时降低,且其数值随着摆阀作动在稳态值上下波动;燃气摆阀作动频率越高,参数波动幅度越小、稳态压强下降越多;稳态压强的数值与周期平均喉面相关。

S7-1200PLC在热压罐控制系统中的应用

介绍了西门子S7-1200PLC在热压罐温度和压力控制系统中的应用,利用PLC的逻辑运算指令使得压力和温度有效关联,控制回路主要采用智能PID控制,利用S7-1200PLC内部专用PLC控制器和PLC控制指令及自整定调试来实现PID控制。实际运行结果验证了S7-1200PLC应用于热压罐温度压力控制系统中的可行性及准确性。

纤维缠绕壳体前后接头连接密封结构强度和刚度计算与试验

分别用铁摩辛柯材力法和本文提出的半离散、半解析方法,对固体火箭发动机燃烧室复合材料壳体前后接头连接密封结构的强度与刚度进行了理论分析与计算,并和试验结果进行了对比。

酸性条件下多巴胺表面接枝改性聚酰亚胺薄膜

在酸性条件下,使用交联剂1乙基(3二甲基氨基丙基)碳二亚胺盐酸盐(EDC)将多巴胺接枝到聚酰亚胺(PI)薄膜表面,研究接枝条件对薄膜表面结构和还原性能的影响。采用傅里叶变换红外光谱仪(FT-IR)、接触角测量仪、原子力显微镜(AFM)、扫描电子显微镜(SEM)、能谱仪(EDS)、X线衍射仪(XRD)等对薄膜表面结构和性能进行表征。结果表明:在酸性条件下PI薄膜表面接枝的多巴胺,可极大地减缓多巴胺氧化自聚合反应,在薄膜表面保留了大量的酚羟基。经过24 h接枝后,PI薄膜表面的水接触角由45.35°降到7.43°,并且平均面粗糙度(R_(a))和均方根粗糙度(R_(ms))由原来的1.48和1.92 nm分别提高到14.7和19.8 nm;在不使用任何还原剂的条件下在PI薄膜上镀Ag,表面Ag的质量分数和原子分数分别为75.47%和29.40%,并且表面Ag是具有良好结晶度的Ag颗粒。

一种安全起爆装置故障模拟装置的设计

为考核某型号单元测试仪是否具备对某型号安全起爆装置进行动作检查和故障检测功能,且考核其功能可靠性,研制了一种安全起爆装置故障模拟装置,具备安全起爆装置相同接口和等效的负载,来模拟安全起爆装置的正常动作反馈,并能全面模拟安全起爆装置在动作检查和电性能测试过程中可能发生的各种故障,为验证某型号单元测试仪的故障识别功能提供依据。

热压罐控制系统常见的干扰问题及防范措施

针对热压罐控制系统中常见的干扰问题进行了分析和总结,并提出了抗干扰措施,旨在从热压罐控制系统设计阶段采取可靠措施,减小并消除干扰的影响,保证热压罐系统的正常运行。

基于超弹性本构模型的双脉冲发动机径向软隔层承载数值研究

根据双脉冲发动机工作过程中径向软隔层大变形、高弹性、小应变的特点,结合隔层橡胶材料实测性能数据,采用超弹性本构模型对隔层三元乙丙橡胶材料性能进行表征,考虑发动机燃烧室装药工艺造成二脉冲药柱、隔层间隙大小不定的情况,应用Abaqus软件建立了软隔层有限元模型,利用轴对称模型简化计算量,对不同间隙下软隔层在一脉冲工作时受力情况进行了数值模拟,得到了隔层的实际应变情况。结果表明:径向隔层筒段头部及锥段与筒段转折处是受力严苛区域;当前工况下稳态计算隔层受载应变水平远低于材料极限,具有较高的安全裕度,现有的隔层安全判据不适用;二脉冲药柱、隔层间隙对隔层受力影响显著,减小二者间隙可有效降低隔层应变水平,提高隔层可靠性。

基于拉线传感器的喷管摆角测试技术研究

针对固体火箭发动机推力矢量控制系统地面热试车过程中对于喷管摆动角度动态测试的需求,提出了一种基于拉线传感器的喷管摆角测试技术。通过在发动机地面热试车过程中采用拉线传感器进行喷管摆角的测量,不仅实现了对于地面热试车过程中喷管实时摆角的精确测试,也满足了喷管摆动过程中苛刻的空间结构协调性的要求。该摆角测试技术通过了多次地面热试车考核,验证了其实际工作性能,满足了新一代导弹武器装备对于新型摆角测试技术的要求,为具备推力矢量控制功能固体火箭发动机地面热试车摆角实施测试提供了简单高效的测试方案。

基于AutoLISP的固体火箭发动机喷管参数化设计

归纳并总结了固体火箭发动机喷管的设计规范与经验,梳理了表征喷管结构特征的一系列特性参数,建立了喷管的数学模型。基于AutoCAD的二次开发工具AutoLISP,以所建立的喷管数字化模型为基础,编写了固定喷管的参数化设计程序,实现了固体火箭发动机喷管喉衬、背壁绝热层、喷管壳体、绝热扩散段、绝热套等基本零件的参数化设计。通过DCL对话框工具开发,形成了图像辅助设计及设计参数输入对话框,实现了喷管设计参数的获取,使喷管参数化设计工具具有了较好的人机交互。实现了固定喷管参数化设计的功能,使喷管设计师在快速方案论证中的工作效率有了大幅提升。

基于边界层控制方法的喷管主动冷却数值研究

采用数值研究的方法进行了基于边界层控制方法的喷管主动冷却的数值研究,验证了基于边界层控制方法的喷管主动冷却方案的可行性,分析了冷却介质喷注压强、冷却介质温度对于冷却效果的影响规律。计算结果表明:当冷却介质具有足够的喷注压强时,采用基于边界层控制方法的喷管主动冷却方案可以有效降低喷管喉部及扩散段内表面的温度,提高喷注压强与降低冷却介质温度均可提高冷却效果。

航天器用火工品防静电技术的研究

对航天器用火工品静电产生的原因及其对火工品的破坏机制等进行了介绍,提出了静电的防护措施,对电子设备的过压保护技术方法进行简要叙述,以期能在火工品防静电中得到应用。

激波管中NTC燃料预着火理论分析

本文针对燃料预着火问题,对文献预着火实验和理论做了梳理,对比激波管中典型NTC燃料DME在不同当量比下着火实验数据。从燃料基础化学特性着手,结合着火延迟期温度微扰动敏感性、热耗散特征以及反应时间尺度特征进行预着火过程理论分析,明晰了温度微扰动敏感性和反应时间尺度特征是预着火发生的主导性因素。研究发现,DME和正庚烷在稀当量比、低压、低燃料浓度时更容易发生预着火。为判断和解析其它燃料预着火现象发生条件和发生机制提供理论参考。