高超声速弹箭烧蚀对外弹道特性的影响

该文根据烧蚀模型计算出弹丸在某一时刻的烧蚀外形及其对应的气动系数 ,利用外弹道模型仿真高超声速弹丸烧蚀后对其外弹道特性的影响。文中所采用的理论、方法及计算结果对以后进行高超声速弹箭的研究有参考价值     

带减阻杆的高超声速弹丸气动特性研究

为了研究带减阻杆的高超声速弹丸气动特性,基于高精度高分辨率的KFVS气体动力学格式、k-ω SST两方程湍流模型,采用有限体积法求解三维Navier-Stokes方程,并对数值方法的有效性和可靠性进行了验证.在此基础上,对带减阻杆的高超声速弹丸流场进行了数值模拟.研究结果表明:基于高精度高分辨率的KFVS气体动力学格式发展的数值方法可信度较高,能用于弹丸气动特性数值计算;在减阻杆长度一定条件下,随着马赫数的增大,减阻率将提高;在一定的减阻杆长度、马赫数下,随着攻角的增大,全弹总阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数将增加;减阻杆基本不会影响弹丸的升力和俯仰力矩.研究结果为高超声速弹丸工程设计提供参考.     

高超声速飞行器气动设计中的若干关键问题

高超声速飞行器是当前世界航空航天研究的重点方向,其气动设计面临诸多技术挑战.本文围绕高超声速飞行器气动设计相关的高升阻比气动布局设计、高超声速绕流中的复杂物理效应及预示方法、气动特性天地相关性三大关键技术问题,从设计方法、预示方法、流动机理以及工程应用等方面回顾了研究进展.在气动布局设计方面,本文剖析了高升阻比乘波布局工程实现所面临的装填空间、操纵稳定性等技术难点及可期的解决方案;在复杂流动物理效应及预示方法方面,本文总结了边界层转捩/湍流、表面烧蚀、高温真实气体效应和稀薄气体效应等前沿科学问题在高超声速飞行器气动设计中的突出影响,并对相关的流动机理及预示方法进行了综述;在天地相关性研究方面,本文分析了当前面临的瓶颈,并提出与人工智能技术相结合是取得突破的可行途径.     

基于代理模型的高超声速气动热模型降阶研究

高超声速飞行器气动热的快速准确预测是当前高超声速气动热弹性分析的重要前提. 针对当前高超声速气动热工程计算、高精度数值计算和实验研究均不能很好适应工程应用的问题,结合代理模型的基本思想,提出了基于代理模型的高超声速气动热模型降阶方法,建立了一种高超声速气动热模型降阶框架. 以典型高超声速三维翼面为例,对比拉丁超立方采样方法lhsdesign函数和改进的逐次枚举的拉丁超立方方法SLE,利用相同的设计样本点和代理模型构造方法,SLE方法构造的降阶模型预测翼面温度平均误差、L_∞和e_NRSME均小于lhsdesign方法,SLE采样方法有助于提高降阶模型的精度;对比Kriging和RBF两种代理模型构造方法,Kriging方法构造降阶模型优于RBF方法. 针对典型的高超声速三维翼面气动热预测表明,本文高超声速气动热降阶方法具有较高的精度和效率.      

高超音速弹丸表面气动加热及烧蚀现象研究

对于高超音速飞行弹丸建立了气动加热及烧蚀的数学计算模型，并编制了计算软件，用于模拟诸如由电磁炮发射的高超音速弹丸弹头部区域的瞬时热效应。这类弹丸在大气中高速飞行，并受到剧烈的气动加热及空动力负荷的作用。     

基于粒子群的高超声速飞行器模糊控制方法

由于采用机体一体化设计,吸气式高超声速飞行器的气动特性难以准确获知,建立的数学模型是极为不准确的。针对这一特点,研究了一种基于粒子群的高超声速飞行器模糊控制方法,利用粒子群算法对模糊控制器参数寻优,使该控制方法具有强鲁棒性,高超声速飞行器在气动模型不确定情况下,依然能够保持很高的控制精度。仿真用高超声速飞行器的纵向模型对该控制器进行了验证,证明该控制方法能够有效地克服气动参数的不确定性,准确地跟踪飞行器的高度和速度指令。     

高超声速飞行器技术研究进展

 高超声速技术作为新世纪航空航天的标志性技术,已成为国内外军事、航天领域关注的重点技术。对高超声速飞行器进行了分类,对国外主要军事大国高超声速飞行器的发展路线、总体方案、性能参数等进行了梳理,围绕对高超声速飞行器发展产生重要影响的气动设计技术、高超声速推进技术、高超声速结构热防护技术、高超声速制导控制技术,剖析了技术发展特点和技术发展方向。基于国外高超声速飞行器的型号发展和投入方向,认为高超声速滑翔飞行器将成为高超声速领域优先发展领域。     

基于模糊自适应的高超声速飞行器控制设计

由于采用机体/发动机高度一体化设计,吸气式超燃冲压高超声速飞行器的气动特性难以准确获得。针对这一特点,研究了一种基于模糊自适应的控制方法,使得高超声速飞行器在气动模型不确定情况下,依然能够保持较好的控制精度。采用模糊自适应方法设计了高超声速飞行器纵向控制系统,并进行了无偏和拉偏仿真。仿真结果表明,该方法能够有效克服气动模型不确定性,实现飞行器的速度和高度的跟踪控制。     

平头圆柱喷流干扰流场的DSMC／EPSM仿真

应用DSMC／EPSM混合算法，数值模拟过渡区有逆向喷流干扰的轴对称平头圆柱高超声速流场，分析了流场结构、分离形态及物面气动系数分布等特性。结果表明，随Knudsen数或喷流马赫数的不同，喷流干扰流场存在差异，过渡区中的稀薄气体效应得以体现，同时反映了DSMC／EPSM混合算法是研究稀薄／连续混合区域高超声速流动的有效方法。     

高超声速二元机翼迟滞非线性热颤振

采用三阶活塞理论计算非定常气动力,考虑高超声速下气动加热对扭转刚度的影响,对具有结构迟滞非线性的高超声速二元机翼进行热颤振分析,比较不同厚度比对二元机翼的线颤振速度的影响。研究结果表明:高超声速气动热效应降低了机翼的颤振速度;机翼的厚度比对热颤振速度有较大的影响,热颤振速度随厚度比的增大而增大。高超声速二元机翼的非线性热颤振表现为极限环振荡,通过poincare截面获得机翼响应振幅的分岔图;系统分岔速度小于线颤振速度,极限环振动的幅值随流速的增大而迅速增大。     

近空间高超声速弹箭气动数值模拟

针对近空间高超声速飞行弹箭气动力、气动热问题,采用Spalart-Allmaras(SA)湍流模型和热完全气体模型,运用时间相关有限体积方法及AUSM~+格式对三维非定常可压缩流体Navier-Stokes方程进行了数值模拟.再现了超高速条件下弹箭周围的复杂流动现象,得到热流分布规律,为进一步近空间超高速弹箭研究奠定了基础.计算结果表明阻力系数随着攻角的变化显著变大;弹箭尾翼气动加热很严重,弹箭尾翼变大时气动加热量明显增大,在设计弹箭时应引起足够重视.     

APFSDS总体参量选择

本文从满足威力和强度要求出发,根据对杆式穿甲弹终点弹道研究的结果和最大剪应力的强度理论,给出了选择APFSDS弹芯材料、长细比范围、弹芯长度、直径等总体参量的新方法,使杆式穿甲弹在研制的初期即可定量地考虑如何选定完成战技指标的总体参量,比以前采用的总体论证方法有更加明显的优越性。     

高超声速飞行器结构热气动弹性优化设计

基于高超声速飞行器X-43外形尺寸,构建含有隔热层的全机结构有限元模型。根据分层求解思路,考虑了气动热载荷作用下结构温度的稳态特性,忽略气动热对气动力和结构弹性力的弱耦合效应。使用三阶活塞理论对其进行频域内气动力计算,采用参考焓法求得模型表面的热流密度,进而计算出经过隔热层作用后,蒙皮表面的温度分布以及相应的热应力;在对结构的刚度矩阵进行修正后,采用p-k法迭代求解其临界颤振速度。以复合材料铺层角度和铺层顺序为设计变量,在全机结构、重量保持不变的情况下,对其进行以临界颤振速度为优化目标的气动弹性优化设计,使结构的颤振特性有了较大的改善。     

大长细比动能弹体弹塑性动力响应数值模拟

针对侵彻体结构动态响应问题,利用有限元程序得到Lagrange六面体常应力积分单元应力张量σij值,建立了获得侵彻体截面轴力、剪力、弯矩等广义载荷的方法.求解并分析了垂直侵彻和斜侵彻实验的大长细比弹体弹塑性动力响应.结果表明,基于最大惯性载荷的垂直侵彻弹体截面载荷分析对弹体强度设计是安全的,斜侵彻时轴向载荷与侧向载荷的交互作用可采用线性交互作用屈服面求解.     

侵彻弹弹头形状设计中摩擦力的作用

侵彻弹弹头形状设计中，摩擦力是一个不容忽视的因素。数值计算结果表明，为达到最大的侵彻深度，基于摩擦力影响设计的弹头形状将异于普通的卵形；弹丸着速较低时，摩擦力的存在使得弹头形状锐化，而且摩擦系数越大，弹头形状越接近于锥形；弹丸着速较高时，摩擦力的影响相对减小，计算的弹头形状与无摩擦情况下设计的弹头形状相近。该理论为侵彻战斗部设计提供了重要依据。     

高超声速飞行器气动耦合分析及协调控制研究

为解决高超声速飞行器姿态运动之间存在的强耦合问题,针对飞行器的气动耦合进行分析,并在此基础上设计了削弱气动耦合的姿态协调控制器。在分析高超声速飞行器状态三通道气动力矩之间的关系基础上,运用动态方程的耦合分析方法得到三通道之间气动耦合关系,求解出耦合度矩阵,引入耦合熵的概念,根据耦合熵判断耦合是否可忽略,并对飞行器姿态协调滑模控制器进行了设计。仿真结果表明,所设计的控制器可有效削弱飞行器三通道之间的气动耦合,在保证姿态稳定的前提下提高系统的动态响应能力。     

典型相似结构柱壳装药殉爆响应数值模拟

为了研究相似结构柱壳装药殉爆响应的差异,选用常用于考核炸药殉爆不敏感性能的两种具有几何相似特性的典型柱壳装药结构,并采用数值模拟方法对φ60 mm和φ120 mm两种弹体的殉爆过程进行了分析.结果 表明,两种弹体壳体破裂形成的自然破片长宽比约为3.5:1,破裂前壳体壁厚与破片厚度的比值在1.5～1.75;φ60 mm弹体主发弹壳体破裂后形成尺寸较小的自然破片,被发弹发生殉爆是由于相邻多枚小破片撞击后压力叠加的结果,单枚小破片由于撞击后侧向压力波稀疏效应明显而无法起爆被发弹,增加弹间距降低了多枚小破片同时击中被发弹同一区域的概率;对于φ120 mm弹体,随着壳体厚度的增加,主发弹壳体破裂后形成尺寸较大的自然破片,单枚较大质量的破片撞击被发弹壳体的压力波汇聚效应较强,侧向稀疏区域较小,因此可以冲击起爆被发弹,增加弹间距只是降低较大质量破片击中被发弹的概率.研究结果为不敏感炸药殉爆考核的试验方法设计及结果分析提供参考.