基于高压工质的弹射内弹道研究

针对使用高压工质的弹射装置,为分析其可行性,基于Soave-Redlich-Kwong 状态方程构建内弹道模型,特别是引入考虑真实气体效应的一维等熵喷管模型。采用喷管流量实验数据和同类文献计算值对内弹道模型进行验证,研究时间步长和真实气体效应对内弹道特性的影响。在验证和仿真基础上设计多目标优化模型,应用遗传算法进行求解。结果表明: 使用特定高压工质的弹射装置可满足给定弹射指标; 内弹道模型对时间步长的敏感度较低,基于理想气体和真实气体模型的计算结果有显著差别; 优化结果与特定基准工况相比,工质用量减少约32. 22%,能量利用率增加 49. 52% 。研究结果可为基于高压工质的弹射装置设计提供理论参考。     

航天飞机轨道器流场的数值解

本文使用真实气体抛物化纳维尔-斯托克斯程序,在理想气体(γ=1.2)和平衡气体两种状态下进行了航天飞机轨道器的高超音速层流绕流计算。该程序运用了广义坐标变换。因此,它没有对所解表面的方向施加限制。利用三维,真实气体、非定常的纳维尔-斯托克斯程序计算了头部区域的初始解。从近似曲线拟合或者查表得到平衡气体的热力学和传递特性。本文提出的数值结果对应于 STS-3弹道飞行条件。计算的表面压力和对流传热率与 STS-3飞行数据作了比较。     

小孔流量发生器喷口流场特性的数值模拟

针对小孔高温燃气射流,建立了二维轴对称非定常自由射流模型,采用CFD软件FLUENT进行高温燃气湍射流场的数值模拟.计算结果表明,射流沿轴向温度、速度等参数变化较小,但达到一定位置后会有较大衰减;射流温度、速度沿径向呈单峰分布,随径向距离的增加而减小,并随着时间的推移和轴向距离的增加,径向受扰动区域增大;总压和流场密度的分布图具有相同的形状,由于环境气体的阻力,射流头部燃气有回流现象,随着时间推移,射流头部呈现椭球形等压面.     

高温高压CO_2状态方程研究

针对爆轰环境下高温高压气体的热力学状态描述,本研究提出了一种基于Lennard-Jones(LJ)势能函数的对比态维里型状态方程VHL(Viral-Han-Long)。基于该状态方程形式和优化的LJ势参数,计算了爆轰产物气体组分CO_2的压力、体积和温度(pVT)热力学关系,并与VLW状态方程的计算结果进行了比较,结果表明,采用VHL状态方程计算得到CO_2体积平均绝对偏差为0.971%,最大偏差为4.04%,采用VLW状态方程计算所得平均绝对偏差20.2%,最大偏差87.149%。VLW状态方程在描述CO_2的高温高压热力学状态时,具有明显的温度相关性,在爆轰环境温度下,计算所得体积偏差随温度的升高而逐渐减小。与VLW状态方程相比,VHL状态方程能够更好的描述爆轰环境下高温、高压CO_2气体的pVT热力学关系。     

导弹水下发射装置内流场数值研究

针对潜射导弹同心筒发射装置,建立了二维内流场模型,建模中将两相流问题简化为单纯的高速气体射流问题.计算表明,从导弹离筒速度和筒内行程等总体指标看,单相高速气体射流模型和VOF模型的计算结果相差不大;单相高速气体射流模型能够较准确地揭示出导弹水下发射装置内气体流动的细节;VOF模型计算工作量大,耗时长,而单相高速气体射流模型的计算工作量相对较小,计算速度快.简化模型研究水下发射内流场方法可行.     

一级气体炮内弹道方程修正及验证

为了使理论计算结果更为准确可靠,对一级气体炮内弹道经典方程进行修正。分析了一级气体炮内弹道经典方程存在的问题及原因,指出气室容积不能忽略。提出了气体密度新的表达方式,并根据质量守恒方程、气流动量方程、弹丸运动方程、气体绝热膨胀方程和理想气体状态方程等,联立推导出一级气体炮内弹道修正方程。将修正方程、经典方程计算结果与内弹道流体数值仿真结果进行对比,结果表明:在容积比较小的情况下三者的偏差很小; 但随着容积比的增大,经典方程计算结果偏离修正方程和数值仿真计算结果; 经典方程仅适用于容积比较小的情况; 而修正方程的适用范围不受容积比大小限制,验证了修正方程的正确性和适用性。     

导弹喷焰流场与凝结尾迹的工程计算方法

为快速预估飞行器喷焰流场及其在一定空域内产生的凝结尾迹,为飞行器目标红外辐射研究提供条件,采用一种工程模型对含复燃效应和水汽凝结效应的喷焰流场进行计算分析。模型以燃气射流的一维流动理论、湍流混合以及化学平衡条件为基础建立控制方程,并采用四阶Runge-Kutta方法进行求解计算。模型校验和分析表明,该工程计算方法能够获得喷焰流场射流区的典型参数,并具有较高的计算效率。     

基于PER理论的聚能装药射流理论计算方法

以Behrmann和J.Carleone改进的PER理论为基础,通过P.J.Chou方法建立综合考虑药型罩、炸药、壳体等因素的压垮速度计算方法,对药型罩微元的压跨过程、射流头部参数(质量和速度)等进行修正,在此基础上建立Lagrangian坐标系下的射流空间运动方程,编制了相应的计算程序.与数值模拟结果的对比表明, 所建立的射流理论分析方法能有效计算射流参数,可为聚能装药结构设计提供参考.     

高温气体效应下的牛顿流理论数值模拟研究

为了验证牛顿流理论的效度,在高超声速高温气体效应下设计验证模型,对比牛顿流理论解析解和数值模拟结果,证明牛顿流理论在高温气体效应下仍然具有相当高的效度。研究表明完全气体模式下的牛顿理论仍然可以移植到高温气体情形下,在高温气体效应下为飞行器设计提供前期的概念指导。     

等离子体环境下高超声速飞行器的流-固耦合机制

高超声速飞行器在高温空气中穿行时处于等离子体环境中,相较于热完全气体有较大不同。考虑等离子体真实气体效应才能更好地计算飞行器与周围流体的流体与固体(简称流固)耦合作用。基于等离子体化学非平衡流体动力学方程组,结合流固耦合方程建立流固耦合模型。以RAM-C飞行器为算例计算并验证该模型,分析飞行器的流固耦合作用机制。计算结果表明：等离子体相较于热完全气体,气动压力增大,气动黏性力增大,最大气动黏性力位置发生迁移;等离子体气动荷载的作用位置利于钝体承受,最大流固耦合应力相较于热完全气体更小;高速飞行器前端主要承受原子气体的流固耦合作用,电子和离子对飞行器的流固耦合作用十分微小,在中部及后部分子气体对飞行器的作用更加明显。     

液体火箭液氧贮箱增压与结构耦合分析

一部分增压气体带入的能量通过与壁面热交换传递给贮箱壁面,传热过程快慢与增压气体流场和贮箱结构密切相关,而贮箱增压计算与结构设计分开进行,造成设计过程繁琐且周期较长,因此贮箱增压与结构耦合分析对于贮箱的设计具有重要意义。从现有文献来看,研究人员主要采用零维整体模型与一维分层模型分析增压过程,但以上两种模型仍存在不能展示箱内物理量的径向及局部分布等缺点,造成增压计算与结构耦合分析难以开展,计算流体力学技术将弥补这方面的不足。本文基于VOF（Volume of Fluid）方法建立了液氧贮箱的二维轴对称非稳态模型,对贮箱增压过程进行了数值模拟,固壁区的传热采用热阻试算法计算,通过与贮箱遥测数据进行比对,验证了模型的正确性。模型计算得到了气枕压力、和贮箱壁面温度的变化规律,并对壁面厚度和温度、增压气体温度和流量及其之间的作用规律进行了优化分析,结果显示增压气体温度、流量、壁面温度与厚度有强烈的耦合关系,结论可为贮箱结构设计提供理论依据。     

油箱惰化流量需求计算方法研究

根据燃油箱气相空间中各气体组分混合特性,采用数值积分方法,在综合考虑油箱载油率、环境温度、燃油中气体溶解度、燃油蒸汽及富氮气体浓度等因素的条件下,建立油箱惰化数学模型,并通过相关文献中的实验数据验证了该模型的正确性。在此基础上,分别对飞机滑行－爬升和俯冲－下降阶段的惰化流量需求开展研究,并分析了载油率、富氮气体浓度、温度等因素对惰化流量需求的影响。本文的研究成果可为飞机油箱惰化系统设计提供理论支持。     

基于亚历山大效应测量固体火箭发动机燃气温度

介绍了亚历山大效应测温原理,通过数值仿真研究了发动机尺寸与热损失对燃烧室轴心温度的影响,组建了基于亚历山大效应的火箭发动机燃气温度测量系统。测量了铝含量为1%,9%,17%的复合推进剂在0.1 MPa下燃气温度、发动机工作压强为5 MPa时燃烧室内燃气温度和喷管出口处燃气温度。结果表明:发动机直径与热损失对燃烧室轴心温度的影响可忽略;基于亚历山大效应测温法在室压下测得燃气温度分别为2857,3109,3284 K,理论计算燃气温度分别为2712,2891,3049 K,即随着铝含量的增加,实测燃气温度和理论燃气温度都增加;测得发动机喷管出口燃气温度为2200 K,与理论计算的2278 K较吻合;透明玻璃窗在发动机工作过程中受到燃气污染,导致测得的燃烧室气体温度分别为2300 K和2450 K,低于理论计算的3190 K和3450 K,必须进一步改进高温测量系统,使之能精确测量火箭发动机燃气温度。     

潜艇高压气吹除压载水舱系统试验与仿真

分析了潜艇高压气吹除压载水舱物理模型特征,建立了高压气吹除压载水舱常规吹除理论模型。应用FLUENT软件中大涡模拟两相流VOF模型对处于理想气体状态的高压气吹除压载水舱过程进行了非定常仿真,分析了常规吹除中出水口流速和压载水舱中气-液体积变化,并与潜艇自航模试验数据进行比较,验证了高压气吹除压载水舱的理论模型。     

磁场方向对圆筒结构内高温导电气体流动与传热特性的影响研究

火药气体在高温环境下会发生电离形成热等离子体,从而具有良好的导电性。针对高温火药气体对武器身管产生热烧蚀的问题,提出一种应用磁控等离子体降低身管内膛表面温度的方法。运用磁流体描述法构建高温导电气体在圆筒结构中的湍流耗散模型,研究了不同磁场方向对导电气体黏性效应及腔体壁面温度的影响,并采用红外热成像技术测试了同轴磁场对导电气体传热特性的影响。结果表明：与流动方向相垂直的磁场,可以有效地降低导电气体的湍流动能和湍流黏度,削弱其传热能力,并且流动分布出现各向异性特征,沿磁场方向的湍流动能和湍流黏度要低于垂直磁场方向;施加同轴磁场可以限制带电粒子的径向扩散,减少导电气体对圆筒壁面的传热量,从而降低壁面温度。     

基于排气温度动态模型的在线观测器研究

排气温度传感器作为柴油机排放控制和状态监测的重要部件,广泛应用于柴油机电子控制领域。为满足二级增压中低压级涡轮后排气温度传感器在线故障诊断与容错控制的需要,以某特定型号发动机为例,建立排气温度动态模型来反映缸内燃烧状况,利用空燃比、转速和海拔高度对排气温度因子进行虚拟标定;构建包含1阶滞后环节的排气温度在线观测器,并针对典型工况对观测器有效性进行稳态和动态验证。研究结果表明：基于排气温度动态模型的在线观测器可实现涡后排气温度的在线估计,稳态精度达到±3%以内,动态精度达到±8%以内,响应时间小于3 s;所 构建在线观测器具有良好的计算精度和动态响应性能。     

排氢燃烧系统点火粒子两相流特性研究

排氢燃烧系统是新一代运载火箭发射的关键设备,氢氧发动机排放的低温氢气需要进行有效处理,否则会产生爆燃或爆轰,从而影响火箭发射的成败。排氢燃烧系统采用高温金属粒子点火方法,高温金属粒子的流动特性决定了排氢燃烧效果。为获得点火粒子的运动特性,采用颗粒轨道模型对点火粒子-高温燃气两相流动进行数值模拟,获得不同粒径颗粒的温度空间分布及其变化规律。     

燃烧轻气炮发射过程数值模拟与优化

针对常规火炮理论初速极限较低的问题,基于氢氧燃烧特性建立燃烧轻气炮的内弹道内模型。根据燃烧轻气炮原理得到影响燃烧轻气炮內弹道性能的参数,采用粒子群优化算法对发射装置结构和内弹道参数进行优化,使用Fluent耦合Chemkin的方法进一步验证了内弹道数值仿真优化结果。结果表明：优化后装置的初速略微下降,燃烧室的初始压力和最大膛压大幅度下降,研究结果在燃烧轻气炮初期研究阶段具有较高的参考价值。     

CuO-SnO2纳米粉体制备及其气敏元件气敏性能研究

为了获得纳米级的CuO-SnO2气敏粉体和所得粉体制作成CO2气体有好的气敏性能的气敏元件,用Sol-Gel法进行制备,运用DSC-TG、XRD、TEM等分析手段对不同热处理温度和不同配比浓度的粉体进行了表征,并对制成的气敏元件进行气敏性能测试;通过对所得粉体的表征可知,用Sol-Gel法制备出的CuO-SnO2粉体是纳米级的,比表面积大,活性好,其最佳热处理温度为600℃。CuO摩尔分数为4%的CuO-SnO2气敏元件对CO2气体有最好灵敏度,且有较好的选择性,响应和恢复时间也在可应用的范围之内。