同心筒垂直发射装置排导燃气流的改进

研究在发射过程中导弹周围高温燃气环境对导弹产生的影响.通过同心筒内筒尾部收缩段的尺寸设计,减少高温燃气的反射,在发射筒口采用导流装置,将从内外筒间排出的燃气流导向发射筒周围,从而减少高温燃气对导弹出筒部分的烧蚀.采用数值仿真方法对两种改进措施进行计算模拟和试验研究.结果表明,两种改进对改善导弹发射过程中的热环境有一定效果.     

导流锥与环形隔板空间位置匹配优化数值研究

为优化导弹燃气弹射过程中的内弹道载荷,采用RNG k-ε湍流模型、有限速率/涡耗散模型和动态分层动网格技术,建立了耦合导弹运动和二次燃烧的数值模型。在实验数据验证模型可靠性的基础上,解耦分析了导流锥冲击高度和环形隔板布置高度变化对发射筒内压力及温度载荷的影响规律,得到了一组较优的参数组合。结果表明:两者不合理的空间位置匹配会引起筒内流场结构紊乱,筒底和弹底压力出现激烈的震荡;两者的变化均会引起弹底温度曲线出现小幅度的波动;但温度峰值基本不变。当冲击高度与实验装置相同、布置高度为300 mm时,弹底压力曲线平稳性最优,且筒底压力无震荡,此时加速度峰值减小12.5%,出筒速度减小2.4%,出筒时间延长3.7%。     

适配器与收缩段对同心筒发射流场的影响

针对引射式同心筒自力发射系统（CCL）发射过程热力学环境评估,基于3维雷诺平均守恒Navier-Stokes方程、组分运输模型及域动分层动网格技术,建立同心筒自力发射数值模型.通过1:1模拟样机发射试验验证数值仿真模型的有效性.对不同结构同心筒开展3维非定常燃气流场数值仿真计算,分析适配器（侧向减震支撑系统）与内筒尾部收缩段对流场热环境特性的影响.数值结果及试验结果揭示了燃气流对导流锥、内外筒以及导弹等结构的热力冲击效应和变化规律,表明适配器和内筒收缩段对发射流场环境有较大的影响.      

推力对高速入水流场特性影响

采用商用CFD软件FLUENT 6.3,建立了求解带自然空化的水、气、汽三相流场,用UDF来解算并控制导弹运动,实现了考虑自然空化和弹体多自由度运动响应的高速入水非定常流场数值计算。多相流模型采用Mixture模型,湍流模型采用标准k-ε模型,压力速度耦合方式和离散方法分别为SIMPLE和Standard,动网格更新方式采用Layering方式。内嵌的UDF可以实时输出弹体受力和运动参数。采用流场-弹道耦合算法数值模拟了回转体外形导弹以20°入水角入水时的高速入水流场,分析并获得了推力对入水空泡和自然空泡的产生、变化发展过程以及弹体流体动力的影响规律。     

初容室容积对燃气弹射载荷与内弹道性能影响

为研究初容室容积变化对燃气弹射载荷与内弹道性能的影响,建立了含二次燃烧和尾罩运动边界的二维轴对称数值模型。在实验数据验证模型可靠性的基础上,研究了初容室容积变化导致流场结构和二次燃烧核心区域改变的机理,分析了弹射过程中影响建压的主导因素,得到了不同初容室容积下的流场、载荷和内弹道性能规律。结果表明:随着初容室高度的增加,燃气射流反射点由筒底转移至筒壁面,二次燃烧核心区域由发射筒上部转移至下部;对于弹底初始冲击压力峰值,容积因素占据主导,对于二次压力峰值,总压因素占据主导;导弹加速度峰值和出筒速度先减小后增加,出筒时间先变长后变短。实验装置初容室高度增加100mm,为最优内弹道设计方案。     

导弹热发射燃气射流对发射筒的影响

为研究导弹热发射过程中燃气射流对筒体的热冲击和动力冲击效应,基于三维、雷诺平均Navier-Stokes方程和RNG(renormalization-group)κ-ε湍流模型,采用域动分层法模拟导弹发射过程,得到了导弹发射过程中筒内的温度、速度、压强云图及筒壁监测点的压强和温度变化曲线。结果表明:发射筒前后盖打开以后,筒内燃气无反射回流现象;导弹发射过程中,筒内的高压燃气向外压迫筒壁,使筒体产生最大变形为0.68 mm;发射筒在最大温度载荷作用下产生的热变形为0.1 mm。     

液体可压缩性对超空化流动的影响

基于多相流模型和运动框架模型构建可压缩超空化流场的数值计算模型,分别使用具有不同物性的流体介质模拟水下跨声速超空化流动,并将数值模拟结果与经验公式结果相互参验,通过对比分析研究在液体可压缩性对跨声速超空化流动的影响.研究结果显示:液体可压缩性对流动参数的分布规律、空化物体的阻力特性和流场的空化情况均有显著影响;考虑液体可压缩性,随飞行速度的增大,射弹的阻力系数将增加,并且在高速工况下超空泡的尺度大幅度减小;可压缩超空化流场中,较300m/s工况,速度为1 900m/s时弹体阻力系数增大约22%,弹尾截面空泡直径减小约30%.     

推力对高速入水流场特性影响

采用商用CFD软件FLUENT 6.3,建立了求解带自然空化的水、气、汽三相流场,用UDF来解算并控制导弹运动,实现了考虑自然空化和弹体多自由度运动响应的高速入水非定常流场数值计算。多相流模型采用Mixture模型,湍流模型采用标准[WTBX]k-ε[WTBZ]模型,压力速度耦合方式和离散方法分别为SIMPLE和Standard,动网格更新方式采用Layering方式。内嵌的UDF可以实时输出弹体受力和运动参数。采用流场-弹道耦合算法数值模拟了回转体外形导弹以20°入水角入水时的高速入水流场,分析并获得了推力对入水空泡和自然空泡的产生、变化发展过程以及弹体流体动力的影响规律。     

“枣核”弹稳定性及散布分析

一、引言 “枣核”弹的外形设计不同于传统的榴弹的外形设计。该弹的头弧部比较长,通常可达5至6倍口径长。弹尾是底凹式弹尾,有些“枣核”弹可根据发射条件,在底凹式弹尾上旋上不同尺寸的铝截锥筒,以改变弹尾部的长度。普通榴弹一般都有1.1～1.2倍口径长的圆柱部,而“枣核”弹没有圆柱部。为了使弹丸在炮膛内稳定运动,“枣核”弹在头部上、重心     

高速航行体通气空泡形态

采用数值模拟方法,对高速航行体垂直发射上升过程重力场中的通气空泡流进行了研究.基于Mixture多相流模型和耦合自然空化模型,建立气、汽、液多相空泡流数学模型,求解整个流场域内的Reynolds平均Navier-Stokes方程.使用动网格技术(Dynamic Mesh Method)结合用户自定义函数(UDF)的程序,数值模拟了重力影响下高速航行体垂直发射水下运动过程,揭示了通气空泡的演化规律及流动载荷变化特征.     

进气道布局对导弹气动性能影响的数值研究

吸气式导弹布局形式多样,不同进气道布局形式对导弹的气动性能影响是不同的。为评价不同进气道布局形式对超音速空空导弹一体化内外流特性的影响,本文选取两种先进布局形式——腹部进气和双下侧45?进气导弹,基于FLUENT软件,采用CFD数值模拟技术,开展了进气道弹体内外流一体化的数值仿真计算,分析结果表明：外流特性上,双下侧进气导弹对流场空间的干扰范围较大,它的升阻力及俯仰力矩要大于腹部进气导弹,能提供较大的升力;而在内流特性上,腹部进气导弹的进气道性能优于双下侧进气导弹,更有利于发动机的正常工作。     

自寻的导弹拦截问题的数学模型及其仿真

已经发表的自寻的非滚转导弹拦截问题的数学模型往往是平面模型或空间质点模型。本文给出了描述自寻的非滚转导弹拦截问题的变质量多刚体的空间运动模型。该模型将导弹看成空间运动的变质量多刚体,并考虑了导引头跟踪目标时的空间动态特性和导弹与目标的空间相对运动关系。另外,本文还讨论了空间模型的通用仿真程序。本文不仅为自寻的导弹制导系统的更深入研究提供了基础,也为拦截问题的精确仿真提供了基础,同时,对其它飞行器的控制问题也具有一定的参考价值。     

卫星导航定位系统(十八)

介绍了世界著名的航天发射场的建成时间,发射火箭、卫星或导弹数量等情况。     

机载导弹发射的多体动力学模型

机载导弹发射技术是察打一体无人机的关键技术,因此导弹发射对小型载机的扰动成为人们关心的内容;考虑导弹和发射架之间的接触间隙,采用多体动力学理论中的Schiehlen方法,建立了机载导弹发射的多体动力学模型,对察打一体无人机的机载导弹发射进行了仿真;研究和分析了察打一体无人机对机载导弹发射的响应特性和影响机载导弹离轨姿态的因素,为该类无人机的控制系统设计提供了依据.     

基于VOF模型的导弹低速入水数值模拟方法

基于商用软件Fluent框架,利用动网格技术和UDF方法实现了回转体低速0°攻角直入水过程的数值模拟。采用水、气2相VOF方法捕捉界面,分别采用湍流与层流建立了导弹入水冲击的数值模拟方法,并与实验获得的照片进行了对比分析。分析结果表明:层流模型下导弹入水冲击的数值模拟和试验结果吻合较好,湍流模型下的数值模拟结果误差较大,因此,在低速条件下,湍流模型不适用,应该用层流模型。     

加速度表安装位置对弹道导弹射击精度的影响分析

该文建立了在发射点重力惯性坐标系内的视加速度误差模型。在导弹弹体干扰运动和控制装置数学模型的基础上，应用面向对象技术建立了计算机仿真模型，实现了导弹全弹道六自由度仿真，仿真结果得到了实际飞行试验验证。该文得出加速度表安装位置不在质心处影响导弹落点偏差的结论，该结论对于下一步提出误差修正方法奠定了基础，对于提高弹道导弹射击精度具有重要的意义。     

地铁车站内流动特性的数值模拟

应用计算流体力学(CFD)方法对地铁列车的进站、出站过程进行了瞬态模拟,得到了不同工况下地铁车站内的气流场分布,分析了列车的运行对车站内流场的影响,并讨论了活塞效应在车站自然通风中的作用.模拟结果表明,列车运行形成的活塞风对车站内的气流组织影响显著,同时也起到了通风换气的作用.站端设置活塞风井能够有效加强车站的自然通风,并降低站内的气流速度.     

电视制导微型导弹制导律设计与仿真

适应微型导弹的发展趋势,研究地基电视制导微型导弹的制导方案的设计。以高精度微型导弹为对象,建立了导弹在铅垂平面内的运动方程组。针对电视导引头的工作原理,设计了初制导为程序制导、末制导为比例制导的复合制导方案,并基于MATLAB/Simulink的仿真平台,采用模块化的建模思想建立了仿真模型。通过计算机仿真,验证了所设计的制导方案的可行性和制导精度。     

滚转弹体制下寻的制导系统研究

目的 将寻的制导应用于自旋的反坦克导弹。方法 进行可行性分析、导引头回路分析、自动驾驶仪优化设计等工作,提出一种新的目标函数选取方法,并研究对滚转导弹进行控制的具体实现方法。结果 把以上分析和设计应用于某型滚转反坦克导弹上,仿真结果表明设计满足预期的技术要求。结论 寻的制导可以应用在滚转反坦克导弹上。