旋转弹丸在复杂激波影响下气动特性数值模拟与分析

为了提高线膛发射武器的射击精度,研究复杂激波系对旋转稳定弹丸气动特性的影响.通过划分局部加密的网格,采用k-epsilon双方程湍流模型求解可压缩的三维Navier-Stokes方程,数值模拟和分析旋转弹丸在复杂激波影响下的气动特性变化规律.数值模拟的结果与SOCBT( Secant ogive cylinder boat tail)弹丸风洞实验数据相吻合,验证了计算模型与方法的合理性和可靠性.数值分析旋转速度、攻角、来流马赫数等对弹丸气动特性的影响,通过耦合内弹道过程,数值模拟和分析不同旋转速度对内弹道后效期内弹丸速度增的影响规律.     

次口径非对称鸭舵对弹道修正弹气动特性的影响

为研究次口径非对称鸭式布局的弹道修正弹气动特性,基于网格装配的方法建立了修正弹气动力计算模型,并通过风洞试验对超音速条件下的计算结果进行验证,从鸭舵绕流、升阻系数和滚转力矩方面分析鸭舵对修正弹气动参数的影响. 研究结果表明,次口径非对称鸭舵使修正弹相比传统弹丸阻力系数增加达14%,但操纵舵引起的升力使弹丸的射程衰减率降至10%. 鸭舵安装角对修正弹升力影响效果大于阻力. 通过工程简化模型将升力分解为操纵舵提供的升力和由于鸭舵的存在使弹体产生的升力两部分,拟合出鸭舵对弹体升力的干扰因子.      

马赫数4到6时弹丸外形对尾翼式脱壳穿甲弹气动力特性的影响

本文分析了弹体和尾翼诸外形参数对阻力和静稳定性的影响。指出,在所讨论的飞行速度范围内,采用割线式抛物形头部、具有船尾的尾部形状和大后掠角、小展弦比、薄尾翼厚度的尾翼,以及在具有足够尾翼面积条件下,能获得较小的阻力,并能使弹丸在大气飞行中保持稳定。     

弹丸空气动力的一个计算方法

本文以二次膨胀波理论为基础,结合一些其它的理论,编制了一个弹丸气动力计算程序,该弹丸气动力计算程序通用性好,计算的马赫数范围广,精度较高,计算速度快,是一个有效的计算工具。     

地雷战斗部爆炸成型弹丸速度影响因素

采用LS-DYNA3D对K．Weimann等人做的爆炸成型弹丸实验进行了数值模拟,其模拟结果与实验结果具有较好的一致性。在此模拟的基础上着重分析了装药长径比、壳体厚度、药型罩壁厚对爆炸成型弹丸速度的影响规律,得到了有关爆炸成型弹丸成型速度关系式,为优化爆炸成型弹丸设计提供参考。     

不同引信头部外形参数对弹丸气动力的影响

为提高弹丸射击质量,采用LU隐式差分格式求解三维Navier-Stokes方程,对后体形状完全相同,具有不同引信头部外形参数的两种弹丸进行了数值模拟,得到了两者在马赫数0.7～3.0下的诸气动力参数和气动力特性的差异,并分析了产生的原因.计算结果表明:在弹丸设计过程中,应充分考虑引信结构、外形对弹丸气动力特性的影响,避免采用具有拐点的母线形状.     

弹丸侵彻金属凸体的偏转特性分析

为了研究弹丸在侵彻凸体时所产生的偏转及其影响因素,利用LS-DYNA3D显式非线性动态分析有限元程序,建立了一种研究弹丸侵彻金属凸体偏转效应的有限元分析模型.对弹丸侵彻金属凸体过程进行了数值模拟,分析了金属凸体的形状、尺寸和空实心情况等因素对偏转效果的影响,得到了反映弹丸侵彻各类凸体时的偏转特性曲线.进行了小规模试验,与数值模拟结果进行了比较,得出了优选导偏体的相关结论,为设计抗弹丸侵彻结构提供了依据.     

翼尖形状对双后掠飞翼纵向气动特性的影响

以双后掠飞翼为基础外形,兼顾隐身性能,对其翼尖进行改形设计。利用数值模拟方法研究翼尖平面形状对双后掠飞翼布局纵向气动特性和纵向静稳定性的影响。结果表明：剪切翼尖可以提供向前的推力、减小飞翼的阻力,提高最大升阻比,增强纵向静稳定性。不同形状的剪切翼尖影响效果不同,巡航状态下,相比于基础构型,剪切翼尖最大可以使双后掠飞翼阻力减少7.9%,最大升阻比提高11.9%,纵向静稳定裕度增加10.8%。研究结果对双后掠飞翼布局翼尖形状的选取有一定的参考意义。     

弹丸爆炸过程的数值模拟

本文运用ANSYS／LS—DYNA非线性显式动力学有限元程序,对弹丸的爆炸过程进行了数值模拟,通过模拟可以清楚地看到弹丸的爆炸过程。本文选取了五个典型单元进行应力和速度分析,结果表明,弹丸中部破片的速度比头部和底部破片的速度大,弹体中部应力变化较均匀,有利于形成均匀的破片,弹体底部易形成大块的破片,与实弹爆炸结果较一致。     

空心弹丸流场数值模拟与阻力特性

采用隐式有限体积TVD(总变差减小)数值格式,在超声速条件下数值模拟了某空心弹丸绕流流场。系统研究了流场波系结构与空气阻力特性,证实空心弹丸阻力系数比普通弹丸小得多,同时发现发射角度对于空心弹丸的速度降影响不大。     

跨声速旋成体弹丸气动力的数值计算

用三阶MUSCL TVD格式解三维可压缩流动N-S方程组,湍流模式为Sparlart-Allmaras模型,数值模拟了来流马赫数Ma∞=0.96、攻角α=0°和Ma∞=0.91、攻角α=2°条件下的旋成体弹丸跨声速流场,获得的弹体表面压力系数分布数值结果与实验数据吻合良好。同时还给出了流场的马赫数等值线、弹丸底部流线分布图谱,并对计算的弹底涡流结构作了扼要的分析。     

固定翼双旋弹修正组件滚转控制研究

针对固定翼双旋弹修正组件滚转通道存在的输入扰动和模型不确定性问题,设计一种基于H_∞回路整形的两自由度滚转通道控制方法. 通过对修正组件电气系统和机械系统的建模,得到执行机构电磁控制力矩的计算方法,利用理论分析及实验测试,研究了修正组件气动力矩和滚转阻尼力矩的建模方法,从而得到滚转通道控制模型,并设计基于H_∞回路整形的两自由度滚转通道控制器实现滚转角度控制. 半实物仿真实验结果表明,通过对修正组件电气系统和机械系统分析建立滚转通道控制模型的方法可行,设计的滚转通道控制器能够实现精确的滚转角控制.      

CFD在汽车空气动力学研究中的应用

阐述了CFD方法在汽车空气动力学研究中的应用情况,并对CFD分析所用的数值方法、常用软件和CFD分析的过程做了介绍,论述了CFD与汽车车身造型的相互依存关系.     

CFD在汽车空气动力学研究中的应用

阐述了ＣＦＤ方法在汽车空气动力学研究中的应用现状，分析了各种数值方法目前的局限性。     

结构参数对EFP成型影响的数值模拟

应用AUTODYN-2D软件对带有铝外壳的爆炸成型弹丸(EFP)形成过程进行数值模拟.研究了壳体厚度、药型罩曲率等因素对EFP成形的影响规律,得出形成理想EFP外形的各结构参数之间的关系.并对比分析了铝壳和钢壳形成理想EFP的条件差异.研究结果可应用于轻型壳体的EFP战斗部结构设计.     

滑翔增程弹滑翔弹道设计

在滑翔段上采用法向加速度等于零和升阻比最大两种方式进行滑翔弹道设计,导出俯仰舵偏角和平衡攻角的表达式,得到滑翔射程的一般关系式,分析了决定制导炮弹射程的主要因素.仿真结果表明,采用这两种方式设计的滑翔弹道各有特点,在工程实现中可以根据不同的使用要求和实际情况进行选择.     

基于修正质点弹道模型的双旋弹控制效果分析

针对一类固定鸭舵双旋弹,提出基于修正质点弹道模型的控制效果分析方法.将前体鸭舵滚转角作为控制量,在地面坐标系中建立了固定鸭舵双旋弹的6自由度外弹道模型.在鸭舵滚转角保持常值的条件下推导了动力平衡角计算公式,并得到修正质点弹道模型.给出了射程方向修正加速度和侧偏方向修正加速度的计算公式,并提出主导修正系数的定义.分析了主导修正系数对修正方向和修正距离的影响,说明该系数是决定固定鸭舵双旋弹控制效果的关键因素之一.仿真示例表明,用动力平衡角可以近似估算弹丸的攻角而且修正质点外弹道模型与6自由度外弹道模型的位置计算结果接近.      

带纵向内筋筒形件滚珠反旋工艺模拟和缺陷分析

通过对筒形件滚珠旋压工艺特点的分析,依据有限元原理建立了筒形件滚珠旋压反旋的三维有限元模型,用有限元软件对筒形件滚珠旋压工艺进行了数值模拟,分析了带内筋的筒形件滚珠旋压的变形机理及椭圆形端口和表面剥离缺陷产生的原因。分析认为,椭圆形端口是金属变形规律而产生的,因而是不可避免的;表面剥离主要是由于压力角较大而产生的,增大滚珠直径可以减少表面剥离缺陷的产生。     

高速弹丸侵彻靶板能力及影响因素的数值研究

为改进和提高穿甲弹的侵彻性能，给弹丸设计过程中的参数优化提供理论依据，利用非线性动力有限元分析程序，对高速弹丸侵彻均质靶板进行了数值模拟。通过对弹丸侵彻靶板各种影响因素的数值模拟以及对计算结果的分析表明，弹丸对靶板的侵彻能力不是取决于它的整体功能，而是当靶板参数和弹材固定时，可用弹丸初始横截面积比动能来标志，数值模拟结果与现有的经验公式符合很好。     

钢制长杆弹斜侵彻中厚靶板数值模拟

利用大型动力有限元分析软件,采用Johnson-Cook动态本构模型,对长杆弹侵彻中厚靶问题进行了数值模拟,给出了弹体与靶体的破坏变形发展过程及应力波传播过程,得到了弹体的受力曲线,数值模拟结果与已有的试验现象吻合较好。