爆轰驱动

摘要： 二级轻气炮是超高速弹丸驱动技术中使用最广泛的技术之一,它在超高速气动物理现象及材料高速碰撞下力学性能的实验研究和验证方面起着不可或缺的作用.中国科学院力学研究所基于爆轰驱动方法研制了一座大型二级轻气炮,可弥补高压气体驱动能力有限和火药使用受限的不足.本文基于经过实验验证的准一维数值模拟方法,详细研究了该设备的内弹道动力学参数及发射性能,并探讨了不同发射方法及装填参数对设备性能的影响规律和机理.研究结果表明,氢氧爆轰驱动相比于高压气体驱动具有明显优势;不同爆轰驱动方式对弹丸发射性能影响较小,但其影响到整个设备的强度设计;对装填运行参数的研究表明增大爆轰段充气压力可以有效加强轻气炮发射性能,而活塞质量变化对发射速度的影响较为复杂,轻气炮实际运行中受设备设计指标及模型材料性能的限制,优化过程中需要同时调整3种参数以达到轻气炮最佳性能.

摘要： 为了增强柱形战斗部轴向威力,在无壳柱形战斗部底面布置单层离散的预制破片.开展圆柱形TNT装药驱动轴向预制破片飞散试验,获得预制破片的最大初速、飞散角等特征参数;运用LS-DYNA软件对装药驱动预制破片过程进行数值模拟,阐述预制破片群飞散过程;对装药驱动整体平板理论计算公式进行改进,获得预制破片的最大初速.结果表明:破片初速理论计算结果、数值计算结果和试验结果吻合良好;随着与装药底部中心距离的加大,破片初速、径向飞散角分别近似呈"抛物线"减小、增大;试验实测、理论计算得到的破片最大初速值超过2500 m/s,试验实测的径向飞散角最大约为22°,而周向飞散角则普遍较小,均值在5°以内.

摘要： 激波风洞是用于高超声速飞行器气动外形设计和优化的常用地面试验装置,基于爆轰驱动技术,激波风洞能够在短时间(毫秒级)内产生高温、高压的驱动气体来模拟高超声速试验气流.主膜片位于激波风洞中的爆轰驱动段和激波管段之间,试验时膜片在爆轰脉冲压力下打开,膜片的打开状态和脱落情况对激波风洞气流品质有很大的影响.同时,膜片也是形成激波的先决条件.传统的风洞采用铝质膜片进行试验,在激波风洞中需要承压能力更强的膜片,此时铝质膜片不再适用,需要采用钢质膜片.因此,对激波风洞中的钢膜片破裂特性进行研究很有必要.将数值计算结果与试验结果进行比较,发现数值计算结果与试验结果吻合得比较理想,计算结果具有可靠性.基于膜片的应力-应变模型,建立了膜片打开的动力学模型,根据CJ爆轰理论,采用有限元软件计算模拟了膜片破裂的过程,分析总结了膜片破裂的机制和力学特性规律.采用控制变量法对不同厚度和凹槽长度的膜片进行分析研究,得到了膜片破膜压力和有效破膜时间的变化规律.在激波风洞试验中,根据膜片总破膜时间设计了适用于JF-12复现风洞的膜片参数.

摘要： 中国科学院力学研究所副研究员韩桂来近日在中国科学院格致论道讲坛说,位于北京的JF-22风洞建成后,能产生10千米/秒的超高速气流,相当于音速的30倍。JF-22风洞用的是爆轰驱动方法,简单来说.

摘要： 为了研究钨合金破片样品在爆轰驱动下的破碎行为,以93W-Ni-Fe作为研究对象,对两种不同工艺得到的钨合金破片样品进行了静态压溃性能、动态力学性能和爆轰驱动破碎性实验;采用扫描电子显微镜进行金相研究,结合原始破片及爆轰加载后的回收破片微观形貌分析,实现破片在爆轰加载后的完整性预估.结果表明,在两种破片静态压溃性能相当的情况下,其动态应力应变曲线以及爆轰驱动后的破碎率也会出现明显差异,因此静态压溃性实验不足以表征破片的爆轰驱动完整率,但与动态力学性能以及金相研究结合后,发现动态应力应变曲线无明显应变硬化行为的破片更容易发生破碎,且破片微观形貌出现大量孔隙以及晶粒分布不均匀现象,说明结合动态力学性能分析可有效预估钨合金破片样品的爆轰驱动破碎行为.

摘要： 俞鸿儒早年攻读数学和机械工程学位,打下了理工结合的坚实基础.1956年他考取了中科院力学所郭永怀先生的研究生,在钱学森、林同骥等先生的言传身教和文化熏陶下,加上他本人固有素质悟性,走上了开拓"激波现象及其应用"的实验研究之旅.俞鸿儒急国家之所需,不循国外老路,探索出费用低廉且高效的高焓试验气流实验方法——爆轰驱动,被国际同行广泛推崇.他还积极推动激波管和激波风洞技术在国防、航空航天与民用领域的应用.在21世纪初他又开展了高超冲压发动机性能研究,并探索采用催化复合方法提高冲压发动机推力的新概念.俞鸿儒还为中国气动中心的发展倾注心力,献计献策.他甘当铺路石,为后来者助行.

摘要： 为了准确预测破片初速,研究爆轰驱动金属柱壳膨胀与断裂的过程细节和内在物理机制.设计梯恩梯炸药爆轰驱动不同壁厚的50SiMnVB钢和45号钢柱壳试验,采用高速转镜式分幅相机和光子多普勒测速仪联合同步测试和诊断,获得金属柱壳膨胀破裂过程的图像信息及膨胀速度历史,揭示了冲击波加载效应和金属柱壳破裂后继续加速过程的趋势和规律.结果 表明:相同密度壳体材料随着壳体壁厚的增加,其外表面膨胀速度的振荡幅值增大、脉动次数增多,破裂模式由纯剪切转变为拉剪混合;由于壳体壁厚以及由此产生的不同载荷系数,45号钢壳体破裂时刻都晚于50SiMnVB钢壳体,且随着壁厚的增大,破裂时刻和膨胀破裂半径相差越大,但由于壳体破裂后爆轰产物的继续加速作用,相同壁厚的两种钢壳体膨胀最终状态基本接近.

摘要： 研究炸药爆轰驱动与加速金属能力的表征与评定方法,为炸药的选型与应用等提供理论和技术支撑.基于瞬时定容爆轰和产物等熵膨胀假定,分别采用多方指数型状态方程和JWL状态方程推导了爆轰驱动与加速金属的驱动压力模型和驱动能量模型;采用所得到的模型对6种典型炸药进行了计算,并分析了驱动压力和驱动能量随爆轰产物膨胀进程的变化规律;在此基础上,提出了表征与评定炸药爆轰驱动与加速金属能力的参数——驱动压力指数(Kp)和驱动能量指数(KE).研究结果针对炸药爆轰驱动与加速金属的能力提供了定量表征与评定方法,为炸药爆轰性能和驱动与加速金属能力的关联性给出了理论依据.

摘要： 为研究某奥克托今(HMX)基塑料粘结炸药(PBX)炸药对不同材料金属壳体的驱动加速能力,参照25 mm标准圆筒试验,研究了该炸药对无氧铜(Cu)、钛合金(TC4)和高强度钢(G50)三种壳体材料的做功能力,获得了圆筒壁的膨胀过程及最大膨胀速度;并与理论计算值和数值模拟结果进行了对比.研究表明:该炸药爆轰驱动不同壳体材料的膨胀破裂时间和破裂半径存在差异;且对低密度钛合金壳体材料的驱动能力最强.圆筒试验件破片初速理论计算值、数值模拟结果与试验值吻合较好,相对误差均在10％以内;相比标准圆筒试验只考虑炸药对单一金属铜管的驱动加速能力,研究结果可为该炸药与武器弹药壳体材料的匹配设计提供参考.

摘要： 进入新世纪，人们对太空探测(探月、火星探测)、星际旅行的兴趣日益提升，这对飞行器的飞行速度提出越来越高的要求。流动一般指速度超过5km/s的流动,由于流动具有高焓高速的特点,模拟超高速流动的地面试验设备面临极大挑战.膨胀管(风洞)是少数几种具备超高速流动模拟能力的地面试验设备之一.中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室(LHD),通过将正向爆轰驱动技术和膨胀管结合在一起,建成了可实现最高速度10km/s超高速试验气流的爆轰驱动膨胀管(JF-16).为了扩大中心均匀试验流场的尺寸,LHD对JF-16进行了升级改造,为其设计加工了锥形喷管,改造后JF-16以膨胀风洞模式运行.同时,对膨胀管相关数值方法进行了介绍,对喷管流场进行了评估.

摘要： 反向与前向爆轰驱动激波管都已经应用于实验研究.前向爆轰驱动激波管驱动能力强,但存在激波衰减严重与实验气流品质不佳的问题.在前向爆轰驱动段上游尾部再串接一段辅爆轰驱动段,点火位置位于辅爆轰驱动段上游端部,形成双前向爆轰驱动激波管.通过单前向与双前向爆轰驱动激波管实验比较表明:相对于单前向爆轰驱动,双前向爆轰驱动有利于提高驱动能力并获得较低的激波衰减,同时还能够提高实验气体品质.

摘要： 爆轰驱动高焓膨胀管是进行超高速．高焓流动模拟研究的有效试验平台。利用氢氧爆轰驱动激波管，通过非定常膨胀加速试验气流，使用电离探针和压电传感器测量，获得了6—8km／s的试验气流，其中试验气流的平稳时间在100-250μs之间。结果表明，爆轰驱动高焓膨胀管具备超轨道速度的模拟能力，可以提供满足超高速试验的高焓气流，且试验气流状态具有良好的重复性及平稳的测试时间，可用于超高速领域的气动研究。

摘要： 本文采用Eulerian/Lagrangian 耦合方法对炸药与飞片直接接触的爆轰驱动问题进行了数值模拟.其中对炸药和环境气体应用Euler 方法、对飞片应用Lagrange 方法分别计算,流体与固体接触面采用Ghost Fluid 方法和外插技术进行处理,全程模拟了炸药起爆、爆轰波传播、大板变形和运动等过程,着重分析了大板飞片后自由面的速度和位移变化历程,计算结果与LS-DYNA能较好符合,表明本文Eulerian/Lagrangian 流固耦合数值算法在数值方法方面能够适用于求解炸药与金属强烈相互作用的一类实际工程问题.

摘要： 本文对爆轰驱动锡材料复杂层裂破坏现象进行了理论分析,由此给出了一种耦合材料冲击熔化效应的微层裂模型,并对爆轰驱动锡材料微层裂现象进行了数值模拟研究,比较了通过实验与计算得到的锡自由面速度剖面以及面密度分布。采用本文给出的微层裂模型,两者的计算结果与实验结果吻合均较好,而采用传统的不耦合冲击熔化效应的层裂模型,两者的计算结果和实验结果相比误差均较大,说明本文给出的微层裂模型定性上反映了锡材料复杂层裂现象的破坏机理。

摘要： 针对高超声速飞行器尖前缘高热流的热防护问题,本文提出了钝头体驻点溢流降热的新防热方式,并通过改造现有的爆轰驱动激波风洞完成了溢流降低前缘热流试验.rn 通过实验得出:溢流实验需要一定的平衡时间,一般大于常规激波管的持续运行时间,而激波风洞的运行时间能够满足需求;钝头体前缘溢流能有效降热,并发现溢流降热效果存在流量的极值点,小于该流量时,降热效果明显,整体降热效果基本与流量呈正相关,大于该流量时,呈现降热率不变或者不稳定状态;热流降热在不同的状态下存在一定的极值,其中最大降热效果在P0=7.5bar,T0=2850K,出口马赫数为6的激波风洞试验中,在流量为0.04g/s情况下热流降低基本达到100％,小于该流量情况下溢流也有很好的降热效果.

摘要： 讨论用直通型激波风洞进行热流实验较激波管和激波风洞的优势,提出运用直通型激波风洞来进行热流实验的设想;而后分别给出采用理想气体模型和考虑高温真实气体效应的平衡流模型所确定的直通型激波风洞热流实验的模拟条件;并通过对比激波管和直通型激波风洞的参数得出在同样的驱动情况下,直通型激波风洞能够提高初始压力,有利于直接起始爆轰:为直通型激波风洞的气动设计提供理论依据。

摘要： 本文分析了几种常见热流传感器的原理和应用场合,并通过爆轰驱动激波管作为气动加热模拟实验设备,用自己研制的同轴热电偶测量出模型驻点区的热流值,采用数值积分作为温度-热流转换的数据处理手段,为临近空间飞行器驻点区热流率测量提供实验依据。

摘要： 本文回顾了高超声速激波风洞研制的应用与发展，并依据近空间飞行器发展对地面实验模拟的要求，分别介绍了应用轻气体、自由活塞和爆轰驱动技术研制的主要激波风洞的性能、特点和存在问题。并重点介绍了爆轰驱动高焓激波风洞的三种主要运行模式：即反向、正向与双爆轰驱动。根据这些运行模式的工作原理，分析了应用这些驱动技术产生的高温、高压气源的特点，探讨了不同驱动技术可能影响激波风洞性能的关键问题与解决方法。目前发展的激波风洞已经能够用于开展马赫数3～30的高超声速流动的试验模拟研究，为近空间飞行器相关的气动试验提供了必要的手段，但是试验气流的品质还不能完全满足高超声速科技研究的需求。所以为了获得可靠的实验结果，通过不断改进、完善、提高激波风洞的性能，尽可能“复现”高超声速飞行条件应该是今后主要的研究方向。

摘要： 本文阐述了用于提高冲压发动机在高马赫数飞行条件下的推力,而发展的简单可靠的催化复合效应实验研究所需要高温燃气的产生方法。进行了理论分析与数值计算，成功研制了一座能产生高温空气与气态燃料燃烧产物的高温燃气激波风洞实验装置,并得到了压力为20大气压,温度为3200K,定常实验时间约为17ms且状态参数稳定的实验结果。

摘要： 本发明提供一种直观显示螺旋爆轰横波及纵波结构的爆轰管道组，属于爆轰结构技术领域。该管道组包括驱动段、实验段和内部管，驱动段内设Shchelkin螺旋，驱动段连接高压点火装置，驱动段后接内部管法兰，内部管一端固定于内部管法兰，另一端置于实验段内，内部管内壁和外壁均设有烟膜，实验段内设有外管内壁烟膜，实验段通过传感器连接数据采集终端，实验段末端设置端面烟膜，内部管法兰上安设有固定螺丝。该管道组可直观显示管道中距管道中心线不同极径处的横波与纵波结构。通过记录不同极径处螺旋爆轰横波结构，并与对应的纵向波结构对比分析，对于爆轰结构研究与探索具有重要的意义。

摘要： 本发明提供了一种将爆轰波集中于燃烧室内侧的旋转爆轰发动机，属于吸气式发动机研究领域，包括端盖、燃料盘、壳体和点火装置，端盖上分布有燃料进气口和空气进气口，燃料盘上分布有圆柱孔，壳体内无中心柱，底部内侧为中空的楔形结构，壳体和燃料盘之间形成收敛扩张环缝，空气从收敛扩张环缝径向喷注，与圆柱孔轴向喷注的燃料进行正交掺混，通过壳体内侧与燃料盘顶端凸台之间4.2mm的通道进入燃烧室，主要集中于燃烧室内侧，点火装置切向焊接在壳体上，本发明将爆轰波集中于燃烧室内侧，能够降低燃烧室外壁面的温度和压力，同时结合无内柱的燃烧室结构，能够减小燃烧室的所面临的严重烧蚀问题，保证旋转爆轰发动机可以长时间稳定工作。

摘要： 本发明涉及大尺寸可视圆柱爆轰实验装置及爆轰实验光学记录方法，属于爆轰实验技术领域。本发明的大尺寸可视圆柱爆轰实验装置可以在更宽的尺寸范围和较小的初始压力下进行爆轰实验，通过同步电路，同步点火和光学快门，光学测速、记录捕捉胞格和波阵面结构效果更为清晰，通过定位块和密封圈的组合，可以实现圆柱腔厚度的扩展，可以进行更大范围的实验研究。该爆轰实验光学记录方法可配合大尺寸可视圆柱爆轰实验装置对常见可燃气体进行爆轰起爆和爆轰波结构的研究。

摘要： 本申请提供用物理气相沉积(PVD)方法将纳米金刚石和类金刚石碳共沉积到衬底上的方法，该方法包括：提供衬底，提供离子化碳等离子体的来源，提供纳米金刚石的来源，将纳米金刚石和离子化碳等离子体向衬底喷射以将纳米金刚石和类金刚石碳共沉积到衬底上。本申请还提供包含纳米金刚石和类金刚石碳的复合膜。

摘要： 本发明公开一种爆轰驱动激波风洞的双向爆轰驱动技术，将激波风洞的两端分别设为中焓试验舱和高焓试验舱，向爆轰舱内充入可燃气体点燃后形成的高温高压爆轰燃烧产物向右冲破膜片后形成右行入射激波，经过激波压缩加热后形成中焓气体施加至试验体上；向左冲破膜片后形成左行入射激波，经过加热加速后最终形成高焓气体进入高焓试验舱内并施加至试验体上；通过一次爆轰波同时完成中焓和高焓两种试验。本发明在激波风洞爆轰时，利用反向爆轰驱动的优点实现了中焓试验气流，同时利用正向爆轰驱动优点实现高焓试验气流，避免了冲击破坏和气体浪费，增强了试验过程的安全性并节约了运行成本。

摘要： 本发明涉及可燃气体爆轰实验装置技术领域，提供了一种基于气体爆轰驱动超高速发射装置的斜爆轰实验系统，包括二级轻气炮单元，二级轻气炮单元分别连接有斜爆轰实验舱单元和点火器，斜爆轰实验舱单元设置有高速摄影系统，斜爆轰实验舱单元内在实验开始前充入可燃混合气体，点火器和斜爆轰实验舱单元及高速摄影系统分别由计算机系统进行操控；实验开始前，根据预设工况向斜爆轰实验舱单元内充入可燃混合气体并静止放置，实现精确控制可燃混合气体的状态，使可燃混合气体在实验开始前不会反应，并实现了精确测量可燃混合气体的性质，既保证了可燃混合气体的纯净程度及充分均匀混合，又实现了使用高速摄影系统观测斜爆轰的起爆过程。

摘要： 本发明公开了一种爆轰驱动激波风洞卸爆装置，包括：激波风洞，该激波风洞包括爆轰驱动段和卸爆段，在爆轰驱动段和卸爆段之间安装有一卸爆节流装置，用以调节在爆轰驱动段形成的高压气流进入卸爆段的流量，在所述卸爆节流装置靠近卸爆段的一侧还设置有膜片。本发明通过在卸爆段与爆轰驱动段之间增设一个卸爆节流装置，用以调节在爆轰驱动段形成的高压气流进入卸爆段的流量，一方面调节了气流的流动，另一方面使得爆轰驱动段内的气体压力不会降得太快，从而增加了爆轰驱动激波风洞的实验时间。

摘要： 本发明公开一种爆轰驱动激波风洞的双向爆轰驱动技术，将激波风洞的两端分别设为中焓试验舱和高焓试验舱，向爆轰舱内充入可燃气体点燃后形成的高温高压爆轰燃烧产物向右冲破膜片后形成右行入射激波，经过激波压缩加热后形成中焓气体施加至试验体上；向左冲破膜片后形成左行入射激波，经过加热加速后最终形成高焓气体进入高焓试验舱内并施加至试验体上；通过一次爆轰波同时完成中焓和高焓两种试验。本发明在激波风洞爆轰时，利用反向爆轰驱动的优点实现了中焓试验气流，同时利用正向爆轰驱动优点实现高焓试验气流，避免了冲击破坏和气体浪费，增强了试验过程的安全性并节约了运行成本。

摘要： 本发明涉及可燃气体爆轰实验装置技术领域，提供了一种基于气体爆轰驱动超高速发射装置的斜爆轰实验系统，包括二级轻气炮单元，二级轻气炮单元分别连接有斜爆轰实验舱单元和点火器，斜爆轰实验舱单元设置有高速摄影系统，斜爆轰实验舱单元内在实验开始前充入可燃混合气体，点火器和斜爆轰实验舱单元及高速摄影系统分别由计算机系统进行操控；实验开始前，根据预设工况向斜爆轰实验舱单元内充入可燃混合气体并静止放置，实现精确控制可燃混合气体的状态，使可燃混合气体在实验开始前不会反应，并实现了精确测量可燃混合气体的性质，既保证了可燃混合气体的纯净程度及充分均匀混合，又实现了使用高速摄影系统观测斜爆轰的起爆过程。

摘要： 本发明公开了一种爆轰驱动激波风洞卸爆装置，包括：激波风洞，该激波风洞包括爆轰驱动段和卸爆段，在爆轰驱动段和卸爆段之间安装有一卸爆节流装置，用以调节在爆轰驱动段形成的高压气流进入卸爆段的流量，在所述卸爆节流装置靠近卸爆段的一侧还设置有膜片。本发明通过在卸爆段与爆轰驱动段之间增设一个卸爆节流装置，用以调节在爆轰驱动段形成的高压气流进入卸爆段的流量，一方面调节了气流的流动，另一方面使得爆轰驱动段内的气体压力不会降得太快，从而增加了爆轰驱动激波风洞的实验时间。