FEM/SPH耦合算法的射弹冲击起爆仿真

为了说明有限元与耦合算法的优越性,利用多种算法对高速射弹撞击屏蔽炸药起爆问题进行了数值仿真,对各种算法的优劣性进行讨论及对比研究.利用升降法得到了不同算法的临界起爆速度,结果表明有限元与SPH耦合算法得到的结果与文献实验值最为接近,可以很好地模拟冲击起爆问题.并且给出了冲击起爆数值计算的网格粒子)划分原则选取建议.最后对起爆过程进行了描述,讨论了相同质量射弹不同长径比对起爆速度阀值的影响.     

面向编队卫星的空间系绳在轨服务

针对编队卫星的在轨服务任务, 提出一种基于绳系卫星系统的服务方案。该系统由质量较小的服务航天器和质量较大的燃料站通过系绳连接构成, 以被服务编队卫星参考中心为原点建立坐标系与相对动力学模型。基于伪谱法研究了综合考虑系绳的状态与控制约束的绳系多星服务最优控制策略。以空间圆构型的编队卫星为例, 分别分析了绳系卫星系统和单卫星平台服务3/4/5颗编队卫星的推进剂消耗, 并讨论了绳系系统的优势与不足。仿真结果表明, 绳系服务比单卫星平台的方式节省推进剂, 而且服务目标数越多时优势越明显。     

空间补加过程的建模与仿真研究

空间补加技术是发展空间站的关键技术.将计算机仿真技术引入空间补加技术研究.从流体力学和工程热力学原理出发,建立空间站推进剂补加过程的数学模型;用Visual C++6.0编制的仿真软件能够方便地修改模型中的各种参数,输入不同的仿真参数得到不同工况的仿真结果,便于对推进剂补加过程进行分析;通过实验结果和仿真结果的对比,验证了仿真模型的正确性.研究结果对于空间站推进剂补加系统设计具有重要参考价值.     

液体推进剂导弹全动力系统动态故障仿真(一)

为了仿真液体推进剂导弹动力系统动态故障，通过对动力系统，特别是自生增压系统动态工作过程的过渡特性分析、故障特性分析和故障因素的引入方法研究，依据某导弹动力系统的实际结构，完整地建立了该导弹动力系统的全系统动态故障模型方程。该模型可用于仿真整个动力系统的过渡工作过程和全面地分析动力系统的动态故障特性。     

液体推进剂导弹全动力系统动态故障仿真(二)

为了分析其故障特性和获取各种动态故障模式,采用性能优良的Runge-Kutta-Fehlberg(R-K-F)方法求解动态故障模型方程,仿真液体推进剂导弹(液体导弹)动力系统全系统动态故障。对已发生过或可能出现的故障形式,进行了过渡过程动态故障模拟计算和特性分析,获得了动力系统全系统动态故障模式库。计算结果表明,所建模型正确合理,数值模拟计算方法满足要求。该研究开辟了导弹动力系统动态过程故障分析、检测和诊断方法的新途径。     

高炮对巡航导弹拦阻射击毁伤计算模型

通过分析巡航导弹的结构和特点,提出了目标毁伤准则和目标毁伤树。并在此基础上根据射弹散布规律及穿甲动力学原理建立了毁伤模型。最后以某型巡航导弹为例,对毁伤模型进行了仿真。从仿真结果来看,采用该仿真方法能够描述高炮对巡航导弹的毁伤过程。     

液体推进剂导弹全动力系统稳态故障仿真(一)

为了对液体推进剂导弹动力系统进行稳态故障分析、仿真、检测、诊断以及研制箭载监控系统，必须建立其全系统稳态故障模型。通过对动力系统稳态工作过程，特别是自生增压系统的动力学分析、故障特性分析、故障因素的作用机理的分析、故障因素的引入方法研究等，依据某导弹动力系统的实际结构，完整地建立了该导弹动力系统的全系统稳态故障模型方程。与单纯的发动机系统模型相比，该模型能够模拟飞行状态的稳态故障，能更全面更好地分析动力系统的稳态故障特性。     

旋转燃烧室两相湍流燃烧过程的三维仿真

为了解旋转对两相湍流燃烧过程的影响,采用RNGK-ε湍流模型,ED湍流燃烧模型和离散液滴模型,对转速n=0r/min.1000r/min和2000r/min三种工况下,单组元推进剂在某型水下航行器旋转燃烧室中的燃烧进行了三维仿真,得到了燃烧室内气相速度、静压、液滴轨迹和推进荆质量分数的分布,并对计算结果进行了比较和分析.结果表明,随着转速的增大,静压力升高,燃烧流场回流区中心的位置前移,回流区长度减小,燃烧室内燃气流场和液滴轨迹呈现螺旋状态,推进剂质量分数向燃烧室头部集中.说明旋转使得液体推进剂燃烧加剧,燃烧效率提高,燃烧室结构可以优化缩小.     

液体推进剂导弹全动力系统动态故障仿真(二)

为了分析其故障特性和获取各种动态故障模式，采用性能优良的Runge-Kutta-Fehlberg(R-K-F)方法求解动态故障模型方程，仿真液体推进剂导弹(液体导弹)动力系统全系统动态故障。对已发生过或可能出现的故障形式，进行了过渡过程动态故障模拟计算和特性分析，获得了动力系统全系统动态故障模式库。计算结果表明，所建模型正确合理，数值模拟计算方法满足要求。该研究开辟了导弹动力系统动态过程故障分析、检测和诊断方法的新途径。     

侦察卫星作战过程仿真及侦察效果评估

建立了侦察卫星星下点坐标计算、覆盖区域计算以及作战对象是否在覆盖区域判断等模型,在此基础上,完成了侦察卫星作战过程仿真模型,实现了该仿真系统。通过对大量仿真试验数据的分析研究,对影响作战对象被卫星侦察发现的因素进行了分析,并建立了各种侦察卫星对不同类型作战对象侦察效果的评估模型。     

固体小运载的制导方案设计与仿真

巨大的小卫星发射市场吸引着国内外竞相研制低成本的固体小型运载火箭。通常的运载火箭是液体，但固体不象液体，其推力大小取决于装药设计，因此不可控，且推力实际值与标称值的偏差也较大，如果发射条件受限制，要约束重量，通常固体火箭耗尽关机，三级也可能自旋稳定，由此带来了制导技术的问题。研究工作较有效地探索了一种固体小运载的制导方案设计问题，进行了算例仿真，作了精度和稳定性的验证研究，结果表明该制导方法可行，稳定性较好，对固体发射小卫星的制导有一定的参考意义。     

火箭弹在定向管内碰撞运动的仿真研究

建立了火箭弹在定向管内运动的碰撞模型,并分析了火箭弹在管内运动的受载情况,在此基础上,对火箭弹在管内的碰撞运动过程进行建模和仿真计算,得出其运动规律。质量偏心、推力偏心和弹管间隙是影响火箭弹在管内碰撞作用和初始扰动参数值的主要因素,在考虑上述因素存在情况下,对火箭弹的碰撞运动进行仿真计算,得出一些有益结论。仿真研究为某火箭炮发射动力学分析和射击精度提高打下基础,为火箭弹和定向管的结构优化设计与制作提供参考和借鉴。     

低速平头弹对叠层靶侵彻性能的数值模拟研究

当新型的平头弹以一定的速度碰击混凝土及土壤叠层靶时,将产生更大的冲击过载,对壳体及内部结构产生更多的不利影响,为阐述其侵彻时的过载规律,应用三维有限元软件LS-DYNA,对平头弹侵彻混凝土及土壤叠层靶的过程进行了数值模拟研究,混凝土及土壤叠层靶的变形损伤情况与试验结果十分吻合,对平头弹的侵彻性能进行了分析,结果表明:对于直径为69mm、质量约1.8kg的平头弹,当其碰击速度在77～96m/s时,相应的过载值可达到38640～48300g.     

末制导炮弹模拟系统中运动目标命中条件分析

从末制导炮弹对运动目标射击的特点出发,探索了模拟系统设计中运动目标的命中条件。根据末制导炮弹射击的相关理论,定性地指出了影响运动目标命中情况的三个因素,利用射表并根据模拟系统的设计原理从定量的角度得出了得到命中弹时这些因素必须满足的条件。与手工作业结果和实际射击效果比较表明,得出的结论切实可行,该结论也为末制导炮弹模拟系统中对运动目标射击效果的判断提供了一种有效的方法。     

橡皮弹胸部钝击损伤的有限元法评估

为揭示橡皮弹的非致命致伤机理,提高其安全服役水平,通过构建并验证18.4 mm橡皮弹弹丸有限元模型和改进型胸部钝击损伤评估模型,进行了不同载荷下的虚拟冲击测试实验,得到了应力-时间响应和形变-时间响应数据。结果表明,达到峰值应力的时间(0.2 ms以下)远小于达到最大形变量的时间(4~5 ms),说明损伤不在于冲击本身,而在于能量的传递与扩散。基于粘性损伤判据,对不同碰击速度下的损伤情况进行了评估,给出了18.4 mm橡皮弹不同射距下的安全使用建议。     

弹丸侵彻混凝土的试验与仿真

通过直径125mm的模型弹对混凝土厚靶的垂直侵彻试验,得到了弹丸侵彻混凝土的最大侵彻深度、冲击漏斗坑、震塌漏斗坑尺寸和着靶姿态等参数值.采用ANSYS/LS-DYNA软件,对弹丸侵彻混凝土靶体试验进行了数值仿真,计算结果在侵彻过程、侵彻深度和靶体破坏现象等方面与试验结果吻合良好.为弹丸侵彻混凝土机理分析和模型试验成果扩展奠定了基础.     

防暴动能弹胸部钝击有限元模型研究综述

为推动钝性弹道冲击领域胸部及弹丸有限元模型的构建及验证研究工作,对具有详细解剖结构和类比结构的胸部有限元模型进行了梳理,对比分析了五种典型胸部有限元模型及其验证方法,提炼了典型弹丸有限元模型的构建与验证方法,综述了基于有限元模型的冲击损伤评估方法,通过剖析现有研究的不足给出了下一步的研究建议。后续为提高胸部有限元模型的精确度和生物保真度,需要在尸体实验的基础上,基于同一尸体测量学数据建立物理模型和有限元模型,通过揭示弹-靶能量交互及靶标内应力波的传播规律,深入阐明防暴动能弹的直接损伤和远达损伤机理。     

高功率微波弹对GNSS接收机毁伤效果分析

针对高功率微波（high-power microwave，HPM）武器易对全球卫星导航系统（global navigation satellite system，GNSS）接收机造成毁伤的问题，以高功率微波弹为对象，分析了不同弹体起爆姿态下的攻击范围与效果。在电磁仿真软件CST-MWS（CST microwave studio）中建立GNSS接收机辐照模型，设计了圆极化贴片天线为接收载体，以单脉冲正弦信号调制的平面波模拟高功率微波弹起爆后的辐射场效应。在电磁能量前门耦合的基础上，基于场—路联合仿真方法给出了一种仿真模型，将天线端口感应电压注入电路仿真软件ADS中设计的PIN限幅器，完整模拟了HPM由场到路的耦合过程。仿真给出了以微波源峰值功率为变量的敏感器件毁伤评价曲线，结果表明，GNSS接收机射频前端电路中的低噪声放大器是HPM武器的主要攻击对象，以ERA-2+型低噪放为例，脉冲峰值功率在27~310 kV的微波源均可造成其晶体管烧毁。同时，HPM也容易引发限幅器在一定功率范围内产生尖峰泄漏现象，其尖峰泄露对电路可能产生的损伤值得重视。研究结论可为下一步开展卫星导航接收机针对性电磁防护设计提供依据与技术指标。     

12.7mm口径空心弹丸空气动力学特性分析

为了更深入的了解空心弹丸的空气动力学特性,对空心弹丸和实心弹丸的外弹道流场分别建立了三维无粘Euler方程,并对两者的外弹道过程建立了弹丸质心运动微分方程组。以12.7mm口径实验弹为对象进行数值模拟仿真计算。通过对比分析,得出:由于结构特别,空心弹丸的阻力系数比实心弹丸小很多,并且在外弹道过程中,空心弹丸能够更好的保持飞行速度和弹道高,更有利于提高自动武器的射击效果。