【摘 要】
:
冲击波动压能使地面作战目标产生整体位移、翻转或抛掷等破坏.文中分别从动压荷载的基本理论、核爆炸冲击波动压毁伤效应试验和激波管动压毁伤效应试验三个方面,分析和总结了军用车辆、坦克、自行榴弹炮和桥梁等目标的高动压毁伤效应的研究现状,指出本研究领域存在的关键问题,并对未来的研究方向提出了合理的建议.
【机 构】
:
中国人民解放军61489部队,河南洛阳,471023
论文部分内容阅读
冲击波动压能使地面作战目标产生整体位移、翻转或抛掷等破坏.文中分别从动压荷载的基本理论、核爆炸冲击波动压毁伤效应试验和激波管动压毁伤效应试验三个方面,分析和总结了军用车辆、坦克、自行榴弹炮和桥梁等目标的高动压毁伤效应的研究现状,指出本研究领域存在的关键问题,并对未来的研究方向提出了合理的建议.
其他文献
脉冲型风洞在高超声速技术研究中占据了重要的地位,经过几十年的技术积累,无论是设备设计方法,还是试验技术均取得了长足发展.随着飞行器研制需求的增加,急需要求脉冲型风洞向低Ma数段扩展.因此如何在保证脉冲型风洞性能的前提下扩大Ma数运行范围,实现不同Ma数下的尺寸匹配成为研究重点.以此为研究出发点,作者提出了一种双喷管的结构形式,详细分析了该类喷管的工作模态,在此基础上给出了满足脉冲型风洞用双喷管正常
为了探寻高超声速进气道出口快速撤锥过程对自身因尾部堵锥节流所引起的不起动流态的影响,对二元高超声速进气道尾部撤锥过程开展了非定常的数值仿真方法研究.对比了进气道在一个喘振周期中从不同状态点处进行快速撤锥所表现出的起动性能的差异.研究表明,即使来流马赫数低于进气道的自起动马赫数,在合适的喘振时机处进行快速撤锥,进气道也可以建立起动流态.
本文介绍了一种用于脉冲燃烧风洞重模型测力试验的腹支内式六分量应变天平研制方案,脉冲燃烧风洞试验时间短、冲击载荷大,模型重量大,要求天平能够快速响应,设计方案兼顾了刚度和灵敏度,天平静校指标满足要求.试验结果表明,天平输出信号与燃烧室压力的跟随性良好,能够正确反映模型的受力状态,轴向力系数的重复性精度达到了1.6%,天平性能稳定,由模型/天平/支架构成的测力系统在轴向力、法向力和俯仰力矩三个分量上输
内转式进气道高超声速风洞试验过程中,进气道内管道流场是结构非常复杂的三维流场.为了显示这种三维复杂流场,在内转式进气道异形面光学玻璃观察窗设计的基础上,根据现有成熟的光学流动显示技术储备,提出了可用于内转式进气道三维复杂流场可视化实验研究的流动显示技术手段,包括丝线技术、彩色纹影技术、聚焦纹影技术,详细介绍了这些技术手段的原理、光学系统布局,并进行了技术手段的应用分析.提出了采用这些技术手段的有机
本文数值研究了汇聚激波在不同顶角三角形轻/重(Air/SF6)界面上的折射现象.该数值程序利用有限差分法离散可压缩多组分Euler方程,采用双通量算法成功克服了物质界面附近由于比热比的不同导致的数值震荡问题,并将该算法与高阶WENO以及三阶龙格-库塔耦合,使得程序具有较高的时空分辨率.结果表明,相比于平面激波,汇聚激波在与一定角度的平面界面相互作用中会发生持续的激波折射角变化,会出现波系结构的转变
为了维持爆轰波持续传播,燃料和氧化剂组成的反应物混合物分布均匀以便提高燃烧效率,维持剧烈的化学反应进行.连续爆轰发动机的结构可以分为两部分,喷注结构和燃烧室结构,喷注结构起到的作用是短时间内、短距离将非预混的燃料和氧化剂混合均匀喷注到燃烧室.研究使用北京大学燃烧推进中心的实验装置,用氢气和氧气作为混合燃料,研究了燃料掺混对连续爆轰发动机内的爆轰波传播的影响.分别使用了5mm和l0mm的混合距离的喷
采用基于SST模型的DDES方法对某高超声速进气道节流状态下的激波振荡问题进行数值模拟,并对激波振荡一个振荡周期内的流场演化进行了描述和分析.计算所得激波振荡周期与试验结果较为一致,流场演化过程与试验结果也较为符合.通过计算所得瞬时流场的压强、马赫数、密度梯度云图,以及大尺度涡结构等信息,直观地模拟出一个振荡周期内流场的演化.
高超声速飞行时强激波和粘性效应严重,并产生很大阻力以及气动加热,为保证高超声速飞行器获得良好的气动和推进性能,通常采用机体/推进系统的高度一体化设计.针对机体/推进一体化飞行器,一方面,由于这类飞行器产生的净推力较小,因此需要精确预测推进流道产生的推力以及机体部分产生的阻力;另一方面,内外流高度耦合产生了例如激波边界层相互干扰、燃烧化学反应、喷流等复杂流动现象,模拟这类复杂流动现象需要发展合适的物
基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型.在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比为4.6,唇口到喉道的内收缩比为2.0.开展了来流马赫数3.0、3.5、4.0条件下的风洞试验研究.实验研究结果表明,一体化前体进气道可以在来流马赫数3.5及以上自起动;在马赫3.5和4.0,攻角0°时,其流量捕获系数分别为0.65和0.73、最大抗反
利用大型爆炸波模拟装置模拟产生动压为20~40kPa的空中流场条件,模拟翼面在轨分离过程,检验飞行器翼身分离设计参数的合理性和可靠性是一种新的试验方法.大型爆炸波模拟装置高压室密封隔离膜片采用爆炸切割索破膜产生高速流场,飞行器翼身分离采用爆炸螺栓爆炸实现.但爆炸瞬间会产生的电磁脉冲会对电子设备产生干扰,影响正常工作.在某飞行器翼身分离地面试验中,出现了切割索爆炸产生的电磁脉冲使时序控制器工作异常,