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液体火箭发动机射流泵供应系统仿真分析
液体火箭发动机 射流泵供应系统 仿真分析
2020/1/10
某液体火箭发动机入口压力偏低，采用射流泵为主泵入口增压以避免主泵离心轮内出现气蚀，射流泵、主泵等组件共同构成射流泵供应系统。在发动机起动过程中，射流泵的性能影响主泵的气蚀断裂余量。建立发动机及射流泵供应系统动力学模型，开展发动机起动过程仿真。分析射流泵供应系统中推进剂温升对泵工作的影响，研究阀门打开压力、发动机入口压力对发动机起动过程的影响。结果表明：对于射流泵供应系统起动过程，分析泵的气蚀余量时...
采用计算流体力学方法对超音速条件下不同马赫数的船尾外形模型进行数值分析。对比弹箭船尾部流场、船尾表面以及弹底的压力系数分布结果表明，弹箭尾阻随尾锥角增加线性增大；弹箭底阻受弹底面积和尾锥角影响，并且随着收缩比增大线性增大；弹箭整体阻力系数与底阻和尾阻有关，尾部长度一定时，存在使阻力系数最小的尾锥角，其大小与弹箭飞行速度有关。
在导弹系留飞行试验中，实时显示载机和目标轨迹的电子地图可以为试验指挥员提供直观的飞行态势和决策依据。由于试验数据敏感性，地面监测软件无法与互联网联通，导致无法采用在线加载的方法创建地图。提出了一种用于导弹飞行试验的百度地图离线加载方法。首先，获取离线瓦片图，并采用VC和JavaScript混合编程实现百度地图的离线加载与显示；其次，采用离线坐标转换算法将GPS输出的WGS84系下的位置信息转换至百...
针对航天飞行器多组件式机械分离装置的分离临界力不可测量以及多组件装配、工艺不确定性影响分离可靠性的问题，利用感度试验原理设计基于组件互换及交叉组合的可靠性试验方法。结合试验数据特点，利用广义线性模型描述了分离可靠性与分离力的关系，对分离装置可靠性进行了评估。试验结果表明，该方法可在子样有限的情况下对多组件式机械分离装置可靠性进行有效评估。
尾翼倾斜角对旋转弹箭气动特性影响
旋转弹箭 尾翼倾斜角 Magnus效应
2019/12/30
基于三维非定常NavierStokes方程和滑移网格技术，对不同尾翼倾斜角的旋转弹的气动特性进行了数值模拟，以美国陆军-海军动导数计算标模验证了该方法的计算精度。结果表明：在Mach数为0.9、1.1、1.4、1.6、2.0，转速为0.5 r/s，攻角为2°、4°条件下，随着尾翼倾斜角的增大，平均阻力、Magnus力、力矩系数呈非定比增大，平均升力、俯仰力矩系数不变，滚转力矩系数呈定比增大；压力...
对火箭橇多级发动机串联运行以电网形式点火进行仿真，结果表明结构简单和低成本的一体式半导体桥点火装置安装位置的应力和应变很小，影响因素为发动机工作内压。点火装置单项试验和发动机地面静止点火试验结果表明：点火装置的响应时间短，满足电网点火要求，本体和连接结构的密封性和可靠性以及发火性能满足发动机工作要求，适用于多级火箭橇发动机电网点火。
非标准液流孔板流量特性数值模拟研究
液体火箭发动机 介质试验 孔板 数值模拟
2019/11/20
针对液体火箭发动机零部组件试验系统液体流量测量问题，采用计算流体力学的方法开展了非标准孔板特性的数值仿真研究，结合试验数据，对不同长径比以及不同结构型式孔板的流量特性规律进行了分析和总结。研究表明：长径比、结构型式都能影响孔板的流量系数，但流通面积的影响更加显著；孔板固体壁面沿下游延长线10～20倍孔板直径处及其附近区域的流动脉动强度达到峰值；相同条件下，文氏管型孔板具有较高的流量系数。
研究了某型火箭助推无人机起飞过程动态响应对各影响因素的敏感度。采用联合仿真方法，建立了该型无人机多场耦合发射仿真模型。选取火箭安装角纵向偏差、横向偏差与风载荷3个因素为设计变量，采用优化拉丁超立方设计方法产生了样本空间，计算了对应样本下的无人机起飞过程动态响应；采用径向基神经网络方法，建立了发射段近似模型，采用多元二次回归方法，对发射段无人机动态响应的影响因素进行敏感度分析；结果表明：不同的设计变...
建立了火箭弹离轨发射过程的起始扰动时的推力偏心数学模型，给出了火箭弹下沉量计算公式。采用虚拟样机方法，利用ADAMS动力学软件建立同时离轨火箭弹发射动力学模型，对不同推力偏心下火箭弹离轨过程进行了仿真分析，结果表明：发动机推力偏心对质量大、初速低的火箭弹离轨姿态扰动明显，离轨过程姿态角逐渐增大，增大火箭弹发射的起始扰动；火箭弹离轨安全性随推力偏心角的增大而降低，在发射箱的结构设计中应充分考虑推力偏...
基于空化原理的水下降压腔仿真分析
空化效应 水下降压腔 流场仿真 水下发射
2019/10/30
为了研究不同转速与结构对基于空化原理的水下降压腔性能的影响，分析水下降压腔的原理，建立流场计算的三维工质模型，对模型进行了网格划分；利用CFD数值模拟软件，仿真分析不同转速、不同结构下的空化、压降以及运动阻力的情况，研究相应的变化趋势。分析结果表明：转速越高、翼片高度、翼片夹角越大在一定范围内都能够提升水下降压腔的降压性能，但也增大了运动阻力，同时降压性能还与翼片数量有关，该研究可为水下降压腔的设...
基于ADAMS/MATLAB建立了无人机发射过程联合仿真模型，采用“风剖面”与“瞬态中国帽”法建立了动态风场模型，仿真分析了风速、风向、平均风、瞬态风等因素对无人机发射安全性的影响。仿真结果表明：无人机发射过程中，动态风影响明显大于平均风，动态风效应不可忽略；三级风对该型无人机的发射安全性影响不大；五级风作用下，该型无人机的发射俯仰姿态、滚转姿态和偏航姿态变化明显加剧，发射安全性明显降低。
基于ANSYS/LS DYNA建立了水下垂直发射装置头罩外层内侧内压对头罩开裂过程及冲击力影响的有限元模型，分别对有内压和无内压进行求解计算，利用后处理软件LS PREPOST对计算结果进行对比分析。结果表明，在弹头出筒过程中，有内压和无内压工况下弹头与缓冲层之间冲击力的最大值分别为1 186 N和1 205 N，弹头与头罩外层之间冲击力的最大值分别为108 N和110 N，头罩外层内侧的均布内压...
针对高超声速飞行器跳跃滑翔过程中预警系统资源分配问题，提出了一种基于隐马尔可夫模型的预警资源分配方法。首先分析高超声速飞行器跳跃滑翔的运动特性，建立了目标运动状态的马尔可夫状态转移模型；然后将马尔可夫模型应用到资源分配中，提出了基于隐马尔可夫模型的资源分配方法；在资源分配过程中，基于信息熵的概念，将单位资源消耗产生的信息增益作为资源分配的目标函数。最后通过仿真分析，验证所提分配方法的有效性和可行性...
动爆冲击波传播特性实验研究
爆炸力学 运动装药 冲击波 三波点
2019/10/5
设计进行控炸点实验，由激光高速摄影获取了静爆与动爆冲击波初始变化图像，利用传感器测得冲击波压力。结果表明：沿弹药运动速度正向，动爆冲击波速度大于静爆，冲击波超压增强，最大增压系数为2.5；沿弹药运动速度负向，动爆冲击波速度小于静爆，冲击波超压减弱，平均减压系数为0.57；沿90°方向冲击波超压平均减压系数为0.70；动爆条件下马赫反射三波点出现时间正向早于负向，而静爆三波点时间介于二者之间。