靶板抗轮盘碎片撞击能力的数值模拟

为研究机匣抵抗轮盘碎片撞击的能力和破坏方式,找到机匣结构优化设计的方法.用显式非线性动力学软件Dytran计算1/3轮盘碎片与单层和双层靶板的撞击过程.碎片及靶板均选用Johnson-Cook材料本构模型,结合Gruneisen状态方程.撞击过程基于Lagrange算法采用显式有限元计算.结果发现,靶板主要破坏方式为整体塑性变形、剪切撕裂和拉伸断裂;间距较大时双层靶板的弹道极限速度随间距的增加而增大;前靶板厚度比例较小或较大时弹道极限速度较大;单层靶板的抗击穿能力优于厚度均布的双层靶板.因此,通过对双层靶板的厚度和间距进行合理的搭配,能达到比同等厚度的单层靶板更好的抗击穿性能.      

靶板击穿极限速度的数值模拟分析与试验验证

利用工程有限元软件MSC.Dytran,对钢球冲击LY12铝合金靶板时的击穿极限速度进行了数值模拟研究.分析了接触力比例因子、模型的有限元网格密度及靶板材料参数估计误差对模拟结果的影响.对照试验结果,发现数值模拟得出的弹体冲击靶板的现象及击穿极限速度与试验结果基本吻合.说明用MSC.Dytran进行数值模拟,能够为结构的抗弹体冲击强度分析提供指导性意见.     

航空发动机双层结构金属机匣的弹道试验

为研究航空发动机双层结构金属机匣在受叶片冲击时的包容性问题,利用滑膛炮试验系统对双层钛合金带不同间隙叠层靶板进行打靶弹道试验。通过28次有效的弹道试验发现:对比内层（迎弹面）、外层靶板厚度相同带间隙组合的试验结果,间隙越大靶板抗侵彻能力越差;对比不带间隙组合试验结果,内层较薄组合的抗侵彻能力强于内、外层厚度相同组合。采用商业有限元软件ANSYS/LS-DYNA对打靶试验进行了数值仿真,有限元仿真与试验结果吻合较好,并发现内层较薄组合的抗侵彻能力强于内层较厚组合,且两者均强于内、外层厚度相同组合;各个组合在没有间隙的情况下,弹道极限随叶片攻角增加而增加,但是速度曲线突增的攻角有所不同。无量纲靶厚决定了叶片冲击双层靶板的破坏模式。      

玻璃纤维增强铝合金层板高速冲击损伤容限

为研究玻璃纤维增强铝合金（GLARE）层板高速冲击损伤容限,对单次、多次冲击载荷下GLARE层板的损伤特性进行了高速冲击试验和数值仿真研究。采用一级气体炮,在GLARE层板靶板的中心位置、边位置、角位置进行弹道冲击试验,获取弹道极限和损伤模式,然后结合数值仿真剖析动态响应特性。结果表明,弹道冲击条件下,GLARE层板主要通过塑性变形、金属层裂纹、脱胶、复合材料纤维脆断等损伤模式吸收冲击能量。边界约束效应对GLARE层板冲击损伤特性具有显著影响,主要表现在：约束效应导致不同位置冲击下GLARE层板损伤模式不同,包括成坑、金属裂纹和冲塞等特征;角位置冲击条件下,GLARE层板的弹道极限速度明显低于中心位置冲击结果;重复冲击条件下,角位置比与边位置和中心位置更容易发生穿透。     

弹道靶火星探测器试验模型动态特性研究

火星探测器一般为球冠倒锥构型的钝体飞行器;对于此类飞行器,其后体流动较为复杂,存在大范围的分离与再附、激波/旋涡干扰等;相应地,其动态特性也较为复杂,是设计关键问题之一。本文针对弹道靶火星探测器试验模型,采用近似比热比方法模拟火星大气环境,在验证所开发的数值方法与软件(in-house program FLY3DMars)正确性基础上,数值研究了其俯仰动态特性随比热比γ的变化规律。结果表明:在所考察范围内,试验外形均为动稳定,比热比γ越小,压缩性增强,动导数减小,动稳定性增强。分析认为导致动稳定性随γ变化的原因是不同比热比γ条件下流场的压缩性不同,与弹道靶试验结论一致。     

镍基合金薄板不同温度下的弹道冲击行为

为研究航空发动机机匣在高温下的包容性能力,通过实验和数值模拟研究25℃和600℃下GH4169合金薄板受球型子弹冲击后的变形行为。弹道冲击实验通过轻气炮实施,子弹以不同初始速率冲击靶板。分析温度和冲击速率对靶板的变形、临界击穿速率、破坏变形模式以及能量吸收的影响。结果表明:高温下靶板的变形更大,靶板被击穿所吸收的能量更小,临界击穿速率更小;高温下靶板被穿透后由弯曲作用引起的花瓣状变形更明显。数值模拟研究通过有限元软件LS-DYNA实施,数值模拟中选用Johnson-Cook本构模型。采用高温分离式霍普金森压杆(SHPB)实验技术对GH4169高温合金进行测试,获得了材料在高温高应变率下的力学特性并拟合了Johnson-Cook本构模型参数。数值模拟研究的结果和实验结果进行了对比,显示了良好的一致性。     

导弹投放分离的数值模拟

采用非结构网格、有限体积方法,利用准定常假设,对两种飞机在不同状态下与导弹的分离进行了数值模拟,并将计算结果和试验进行了比较。数值模拟的结果和试验结果表明,对于升力系数和俯仰力矩系数随攻角的变化、导弹轨迹随时间的变化两者吻合较好。     

末敏弹减速运动和稳态扫描段运动特性的研究

对末敏弹这一全新反坦克武器在减速运动和稳态扫描段的运动特性进行了仔细的研究。恰当地引入了降落伞的附加质量和附加惯性矩,完整地分析了伞体和弹体所受的外力和外力矩,建立了由伞体和弹体组成的末敏弹系统二体运动模型。编制了完整的计算程序。给出了末敏弹扫描角速度、扫描角和扫描曲线随时间的变化,以及扫描覆盖区随高度的变化。计算结果与试验结果有很好的一致性。该模型可进一步用于末敏弹系统的弹道修正、参数优化和弹道模拟。     

厚板射流冲击下淬火冷却的换热系数建模计算

建立一种多喷嘴同时喷射淬火冷却的数学模型,通过实测冷却曲线分析计算厚板驻点区与紊流区换热系数分布规律,基于ABAQUS模拟软件模拟验证模型。结果表明:驻点与紊流点处的换热系数随时间分布是不均匀的,在10～20 s内出现峰值,随后呈上下波动变化的规律;实测(或计算)试样心部与表面的冷却曲线与模拟的吻合较好,验证了多喷嘴同时喷射下的换热系数分布模型。     

高超声速飞行体亚密湍流尾迹RCS特性的相似规律研究

再入或临近空间高超声速飞行器在大气层中飞行时,会形成等离子体绕流和尾迹,将严重影响飞行器的电磁散射特性,从而使得临近空间高超声速飞行器表现出与大气层内常规飞行器和大气层外轨道飞行器在电磁散射特性上的明显不同,对飞行器的探测、跟踪带来新的挑战。弹道靶是高超声速飞行器尾迹电磁散射特性研究的重要设备,为了由弹道靶试验结果外推出真实飞行条件下亚密湍流尾迹的RCS,本文从高超声速流场模拟的双缩尺率和亚密湍流尾迹RCS模拟的Born近似出发,推导出真实飞行条件下和地面弹道靶试验之间亚密湍流尾迹RCS模拟的一种相似规律,推导结果显示当D1/D2=η,V∞1=V∞2,ρ∞1/ρ∞2=1/η,ω1/ω2=λ2/λ1=1/η时,雷达散射截面服从σ1/σ2=η4的相似规律。推导出的相似规律可以为超高速飞行器亚密湍流尾迹RCS研究提供技术支持。     

复合热条件下椭球形封闭腔内低压气体的自然对流

以填充氦气的平流层浮空器为应用背景,对非均匀复杂热边界条件下大尺寸椭球形封闭腔内低压气体的自然对流热特性与动力学特性进行了数值模拟。以Fluent软件为基础,采用用户自定义函数(UDF)自编程技术引入外部非均匀的对流-辐射耦合热边界条件,考虑了低压气体密度对压力、温度的依赖关系。分析了不同条件下腔壁与内部气体温度、对流换热特性以及流场、压力、质心变化等动力学特性,通过数据分析,获得了腔内自然对流的局部对流换热系数关联式。研究结果表明,在平流层环境下,外部非均匀热边界条件及其变化对封闭腔内低压气体的自然对流热特性与动力学特性影响很大。     

高速再入飞行器的制导与控制系统设计

 针对高速再入飞行器模型的快时变,强耦合,严重非线性的特点,采用反馈线性化方法,设计了自动驾驶仪;同时采用最优制导律设计与理想速度曲线相结合的方法,设计了能同时保证末端制导精度及速度方向、大小的制导律。最后,进行了六自由度仿真,结果表明 :设计的制导律及控制方案是合理、有效的,易于实现。     

用数值模拟法研究战斗部侵彻多层间隔靶

利用显示动力学有限元程序ANSYS/LS-DYNA模拟着靶速度为2.0Ma和2.5Ma的战斗部对多层间隔靶板侵彻的过程。结果表明：钛合金抗弹性能良好可作为战斗部的壳体材料;战斗部壳体结构强度满足侵彻需求。     

反潜直升机吊放声纳水面舰艇编队尾后锯齿形法搜潜

针对水面舰艇编队尾后方向的潜艇威胁,研究反潜直升机使用吊放声纳搜潜中的警戒扇面、兵力需求、参数决策等问题。通过分析锯齿形法特点、吊放声纳搜潜过程,建立了多机舰艇编队尾后搜潜的警戒扇面定量计算模型。研究了齿形法相邻探测点间距系数、搜索速度等制约因素,探索了吊放声纳作用距离与潜艇航速的定量关系,给出了已探测区等效圆半径的计算方法。仿真计算了舰艇编队尾后搜潜中实际对潜警戒扇面、最优间距系数、不同任务要求下的兵力需求。结果表明:配置2架直升机于舰艇编队尾后15海里处,可建立80.9°的对潜警戒扇面;齿形法最佳间距系数介于1.1~1.3之间。     

一种攻击地面固定目标的变系数比例导引律

为了提高命中精度 ,减小控制能量的消耗 ,对攻击地面固定目标且速度随时间变化的追踪器 ,推导出一种以控制能量消耗最小为性能指标的最优导引律 ,其中剩余时间的估算不仅考虑到追踪器速度大小的变化 ,而且考虑了方向的变化。同时 ,为了满足某些追踪器在碰撞点垂直入射的要求 ,给出在铅垂面内攻击时具有修正项的变系数比例导引律。仿真结果表明 ,该导引律与常系数比例导引律相比 ,控制能量少 ,脱靶量小 ,命中精度高。     

任意截面细长弯曲管道内的可压缩势流解

利用摄动法给出了任意截面细长弯曲管道内的可压缩定常势流的解。引入了一个表示管道细长程度的小参数ε,并将流场的解对小参数进行渐近展开。文中给出了对密度和轴向速度具有两项展开式、对横向速度具有一项展开式的结果。理论分析表明,在细长管道的情况下,问题的解可降低一维。同时,在上述近似条件下,求横向速度分量相当于求解一个平面Laplace方程的Neumann边值问题。     

Performance of Likelihood Ratio Processors

Summarized by its ROC curve, the performance of a Bayes optimal detector is a function of two joint a priori probability density functions on the uncertain parameters involved. An investigation is made to determine at what point in the generation of an ROC curve for a given pair of priors sufficient information is retained for the calculation of a new ROC based on a different pair of priors.     

Influence of the gas-distributing grid structural features on the flow parameters in the liquid-propellent rocket engine with producer gas afterburning

The analysis of structural features of the gas-distributing grid was carried out by modern facilities of computational gas dynamics to equalize flow parameters upstream of a mixing head in LPRE with producer gas afterburning. For the given simulation conditions we defined the optimal geometrical dimensions of the facets on the gas-distributing grid openings, providing the maximal discharge coefficient and the minimal pressure differential. We also examined the grid design variants with the various distribution of facets of different geometry, which allows the outflow parameters to be varied according to the grid area. It is obtained, that a flat grid with various openings geometry in the sectors makes it possible to provide the best equalization of the pressure and velocity fields upstream of the mixing head and the minimal pressure losses.     

轻型多层异质复合装甲研究进展

针对现代战争条件下轻型装甲车辆对机动性能和防护性能的要求,综述了装甲防护材料的应用现状及其不同应变率下力学性能测试手段,讨论了装甲防护性能评估的实验测试、数值模拟以及理论分析手段,介绍了材料种类、结构形式、分层厚度、约束效应以及层间界面对轻型多层复合装甲防护性能的影响,并提出了未来发展趋势。     

Mechanism analysis of hysteretic aerodynamic characteristics on variable-sweep wings

Variable-sweep wings have large shape-changing capabilities and wide flight envelops, which are considered as one of the most promising directions for intelligent morphing UAVs. Aerodynamic investigations always focus on several static states in the varying sweep process, which ignore the unsteady aerodynamic characteristics. However, deviations to static aerodynamic forces are inevitably caused by dynamic sweep motion. In this work, first, unsteady aerodynamic characteristics on a typical variable-sweep UAV with large aspect ratio were analyzed. Then, deep mechanism of unsteady aerodynamic characteristics in the varying sweep process was studied. Finally, numerical simulation method integrated with structured moving overset grids was applied to solve the unsteady fluid of varying sweep process. The simulation results of a sweep forward-backward circle show a distinct dynamic hysteresis loop surrounding the static data for the aerodynamic forces. Compared with the static lift coefficients , at the same sweep angles, dynamic  lift coefficient in sweep forward process are all smaller, while dynamic sweep backward  lift coefficient are all larger. In addition, dynamic deviations to static  lift coefficient are positively related with the varying sweep speeds. Mechanism study on the unsteady aerodynamic characteristics indicates that three key factors lead to the dynamic hysteresis loop in varying sweep process. They are the effects of additional velocity caused by varying sweep motion, the effects of flow hysteresis and viscosity. The additional velocity induced by sweep motion affects the transversal flow direction along the wing and the effective angle of attack at the airfoil profile. The physical properties of flow, the hysteresis and viscosity affect the unsteady aerodynamic characteristics by flow separation and induced vortexes.