推力矢量燃气舵特性的机理分析

为了研究燃气舵气动特性的形成机理,采用N-S方程模拟了推力矢量燃气舵表面压力分布,得到了不同舵偏角下燃气舵周围压力的变化曲线,分析了燃气舵表面不同位置压力的大小.结果表明,舵偏角的变化对燃气舵背风面的压力影响不大;随着舵偏角的增大,燃气舵迎风面的压力变化很大;在升力贡献方面,靠近根部区域大于梢部,最大厚度处上游区域大于下游.     

固体火箭燃气舵的结构分析

该文根据充分的试验数据,从材料的耐烧蚀性能和舵的几何尺寸及形状等方面,讨论了固体火箭燃气舵的结构设计要求和结构形式对烧蚀率的显著影响。     

燃气舵气动特性试验和数值分析

采用试验和理论计算方法,研究推力矢量发动机燃气舵气动特性问题,在风洞和热喷流试验的基础上,建立了发动机试验的六分力模型,进行了2发发动机的点火试验;选择三维、粘性湍流模型及与试验发动机相近的几何模型为数值计算模型,对照发动机试验状态进行了计算.结果表明试验方法和试验模型正确,计算结果和试验结果具有一致性.     

钨渗铜燃气舵化学烧蚀计算

固体火箭发动机燃气舵的烧蚀主要包括 Al2 O3颗粒冲刷、化学烧蚀,采用商业软件 FLUENT 对某型号的固体火箭发动机尾流场和钨渗铜燃气舵的流场进行模拟,通过气固双向耦合计算稳态和瞬态的燃气舵的内部温度场分布和变化过程;编写插入 UDF 函数计算燃气舵与高温气流发生反应造成的化学烧蚀,计算燃气舵的化学烧蚀量。     

固体火箭发动机燃气舵热分析数值研究

采用顺序间接耦合的方法,针对某固体火箭发动机所使用的燃气舵,开展了偏转角度分别为0°、30°、45°的热分析数值研究.计算结果表明:偏转角度为0°、30°、45°时最大温度位置都出现在燃气舵前端;燃气在舵面上发生分离的区域主要是型面角度变化陡峭处,随着偏转角度的改变,分离点对温度影响程度也不同;偏转角的改变造成对附近流场的干扰程度增加,造成燃气在舵面上分离区域的改变,导致燃气舵侧面温度分布发生变化.     

发动机燃气舵气动特性研究

采用仿真方法对某种矩形燃气舵推力矢量装置的气动特性进行研究,得到不同舵片配置、不同舵偏角下多种工况流场仿真结果。分析表明,该燃气舵在0°～20°舵偏角范围内,产生的垂直控制力、水平控制力均随舵偏角的增大而增大,垂直控制力与舵偏角具有较高的单调线性度,水平控制力随着舵偏角的增大,变化梯度呈逐渐增大的趋势。     

燃气舵气动特性的机理分析

运用工程算法对燃气舵的气动外形进行设计,借助数值模拟方法并采用结构网格和边界层处理技术对已设计的燃气舵进行了单舵片的三维纯气相、无粘、层流绕流情况进行仿真。得到了燃气舵在不同舵偏角下的绕流情况和特点,模拟了燃气舵表面的压力分布,绘制了舵片在不同舵偏角下受到的阻力与升力随时间的变化曲线,给出了压心位置与铰链力矩的变化情况,并对计算结果进行分析。     

带燃气舵的固体火箭发动机尾流仿真

燃气舵的扰动使得固体火箭发动机高度欠膨胀的尾流场显得更加复杂。文中采用数值仿真计算的方法对比研究了不同高度下相同自由来流马赫数时的带燃气舵发动机尾流场的特性。得到存在燃气舵扰动时固体火箭发动机高度欠膨胀尾流场的轴向截面呈十字状;并且随着高度的增加尾流场膨胀程度增加,温度边界向外扩展;同时得到尾流场的长度约为200倍的发动机喷管出口直径。     

镁合金表面纳米ZrO2涂层的制备及其性能研究

为提高镁合金的耐磨耐蚀性能,采用大气等离子喷涂技术在AZ80镁合金表面制备纳米ZrO_2涂层。利用SEM分析纳米喷涂粉末形貌和涂层显微结构,用球盘式摩擦磨损实验机考察涂层的摩擦磨损性能,并通过电化学测试和盐雾腐蚀试验测试涂层耐蚀性能。结果表明:大气等离子喷涂纳米ZrO_2涂层与镁合金基材的结合强度达到(28±6)MPa,显微硬度为(840±62)HV,磨损率为3.3×10~(-5)mm~3/(N·m),其耐磨性较传统的微米ZrO_2涂层提高1倍,较镁合金基材提高1个数量级。封孔后的纳米ZrO_2涂层在200 h盐雾腐蚀试验后未出现明显的腐蚀迹象。     

燃气舵装置性能参数测试和分析

燃气舵装置性能参数的准确获得对导弹飞行控制性能设计非常重要。论述了燃气舵装置需要测试的性能参数、卧式六分力测试系统和燃气舵五分量天平测力系统的测试原理,介绍了两系统测试燃气舵性能参数的实现方法,分析了两系统影响测试精度的因素和优缺点,通过试验数据比较,指出了适合测试燃气舵各性能参数的试验方法。文中总结的测试和分析方法是合理、可行的。     

涡轮叶片等离子涂层应力分析

根据航空发动机涡轮叶片等离子涂层即热障涂层系统在各种工况下的特性,建立了叶片试件的结构模型及有限元模型。利用MSC.Marc软件对热障涂层进行了系统性的分析,分别计算了不同初始无应力状态温度和不同氧化层厚度条件下涂层内部的应力变化情况,从而了解热障涂层的失效特点和其影响因素的作用特点,为提高涂层的寿命提供理论参考。     

等离子喷涂 ZrO2基纳米涂层研究进展

ZrO2基纳米涂层具有低的气孔率、高的硬度和结合强度值,具有较低的热导率和较好的抗热冲击能力,且工艺成本低于电子束物理气相沉积,具有良好的应用前景;综述了近年来国内外纳米 ZrO2基陶瓷涂层的制备工艺方法,主要包括纳米粉体等离子喷涂工艺、液相等离子喷涂工艺以及等离子喷涂－物理气相沉积工艺等,综述了涂层稳定掺杂剂研究现状以及涂层后处理工艺等研究进展,对研究和应用前景进行了展望。     

滑片泵进出口压力对其内流特性影响的数值模拟

为了研究滑片泵进、出口压力对其内流特性的影响,采用计算流体力学软件Star-cd对某一航空发动机的滑油泵内部流场进行了数值模拟,利用Star-cd用户子程序功能调用自编程序,实现滑片泵运动区域的网格重构和叶片与定子间隙的网格生成,空化模型选择Rayleigh模型,湍流模型选择 Menter SST k-ω模型,计算得到了滑片泵在不同进、出口压力状态下的流量。对计算结果分析表明：滑片泵在工作过程中,瞬态进口流量波动较小,而出口流量有较大的波动;进口压力增加,空化区域减小,流量明显增加;出口压力增加,从压油区回流到封油区的流量增加,空化的溃灭速率增大,使得流量减少,但减小幅度不大。计算结果为滑片泵的优化设计提供了参考依据。     

地面供配气系统中孔板节流特性分析

孔板节流是简单可靠、应用广泛的地面供配气系统节流方式。分析了孔板节流过程中的流动特性。声速前充气阶段为系统中阀门开启至稳定声速流动阶段,持续时间较短。当孔板上游压力达到一定值后,充气过程存在声速充气现象,在工质确定的前提下,该过程的充气流量只和孔径大小成正比,该阶段为声速充气阶段。随着充气量的增加,背压提升导致孔板前后的压差逐渐减小,声速后充气阶段质量流量随着前后压差的缩小而逐渐减小。对地面供配气系统中孔板节流方案的设计有工程指导意义。     

带有中心点传火管的燃气发生器两相流数值模拟

建立带有中心点传火管的燃气发生器的两相流数学模型。针对中心点传火管的点传火过程采用了一维两相流数学模型,管式燃气发生器的能量释放过程建立了二维两相流数学模型,通过气固交换建立了二者的耦合作用,并采用Mac Cormack 预估校正二步显格式编制了内弹道计算软件,进行了仿真计算,仿真计算结果与试验结果符合良好,验证了模型的正确性,为管式燃气发生器的结构设计及优化提供了理论基础;同时根据仿真结果对管式燃气发生器的能量释放过程进行了分析,结果表明均匀一致的点火条件是管式燃气发生器平稳释放能量的前提,点火能量的均匀释放才能保证燃气发生器内火药燃烧过程可靠,能量释放过程可控。     

鱼雷燃气涡轮机废气喷水冷却计算与分析

使用燃气涡轮机可使鱼雷航速大幅度提高,但由于涡轮机后废气温度较高,对密封、轴承、润滑系统及航迹产生不利影响,必须采取措施对废气进行冷却.本文详述了涡轮机废气喷水冷却的原理,并基于工程热力学及流体力学基本理论,建立了废气喷水冷却计算模型,对不同工况下涡轮机废气冷却进行了计算,得到了满足要求的最优喷水量和冷却后废气热力参数.计算结果为燃气涡轮机动力装置冷却系统设计提供了理论支撑.     

导弹意外点火时燃气排导系统流场数值模拟与分析

根据舰载垂直发射系统的结构特点,对其物理模型进行了简化,给出了三维坐标系下燃气流的控制方程。分析、计算了舰载垂直发射系统在导弹意外点火情况下其燃气排导系统承受的压强载荷。通过对气流场的数值模拟,得到了在导弹意外点火情况下,燃气排导系统的压强载荷分布规律。