水下齐射扰动特性

围绕水下垂直齐射伴随的多相传热传质流动以及运动耦合过程,建立涵盖多相流动、细长体运动以及适配模块变形载荷等在内的数值计算模型,对齐射扰动特性进行研究分析。结果表明:受流体载荷、适配模块变形载荷影响,细长体离筒横向位移和姿态等发生变化,在弹体轴向运动2倍弹长的发射过程中,齐射弹道横向位移可达01倍弹长,横向姿态角达到7°。此外,首发细长体发射后水倒灌及筒口气泡溢出过程对次发细长体发射时的筒口气泡形态和载荷状态产生显著影响,进而也会对其弹道产生干扰,在考察状态下,首发弹体与次发弹体离筒时横向角差异为01°,横向角速度差异达到75 (°)/s。     

基于CFD的并列超空泡射弹高速斜入水流体动力特性研究

在对水下目标连续、密集的打击过程中常常涉及到多体间的运动干扰和空泡非定常耦合等问题,使得流场结构和运动特性变得复杂。为分析并行超空泡射弹高速入水过程中流场的相互干扰规律,采用CFD方法建立并列弹高速斜入水流体动力特性研究数值模型,同时将并列弹与单个弹的计算结果进行对比,明确并列弹高速入水空泡形态和流场分布与单个弹的差异,并进一步给出弹间干扰特性随并列弹轴线间距的变化规律。计算结果表明：较单个弹入水过程,随着轴线间距的减小,并列弹的流体动力特性变化复杂;当轴线间距增大至G=4时,并列弹的流体动力特性与单个弹差异不再显著。并列弹高速入水时,双空泡形态呈现镜面对称特性,内侧空泡受挤压贴近弹体表面,随轴线间距的增加,空泡间的干扰作用逐渐减弱;高压区和低速区主要存在于射弹头部,且轴线间距较小时,出现高压区重叠现象;随着轴线间距减小,内侧空泡压力、速度分布对空泡演化的影响程度在入水深度较深位置更为明显。由于射弹表面内外侧压差的作用,使射弹姿态产生显著变化,表现为弹头相互排斥,弹尾靠拢。     

水下连发超空泡射弹的流动与阻力特性研究

为了研究连发射弹在水下做自然减速运动过程中的超空泡演化规律和阻力特性,基于N-S方程的有限体积法,引入VOF多相流模型和Schnerr-Sauer空化模型,结合动网格技术,分别建立了水下两连发射弹和三连发射弹的数值计算模型,并进行了数值模拟研究。该研究得到了两连发射弹和三连发射弹的超空泡演化规律;分析了多发射弹之间压力场的互相影响;并结合超空泡演化规律,分析了超空泡演化过程对连发射弹运动的影响机理;获得了连发射弹的阻力特性曲线。研究结果表明:水下连发射弹各自形成的超空泡流场互相影响;后发射弹与它自身形成的超空泡发生分离并进入到前发射弹的超空泡内部;后发射弹进入前发射弹的超空泡内部后所受阻力几乎为零,其速度保持不变,而前发射弹的速度继续衰减,导致后发射弹将追赶上前发射弹并发生追尾碰撞;前、后发射弹发生追尾后,在前发射弹的头部流动分离点和追尾处,超空泡壁面出现扰动,存在扰动的空泡壁面会发生颈缩,空泡逐渐从此位置分裂。     

高速自然超空泡射弹阻力特性试验研究

为了研究水下高速自然超空泡射弹的阻力特性,针对带有圆盘空化器的多锥体射弹模型,设计了多种结构参数的射弹模型,进行了高速射弹从空气射入水中形成超空泡的试验。通过对试验数据的分析和处理,得到了不同空化数、不同空化器直径以及不同射弹长细比对射弹阻力系数的影响。试验结果表明：在空化器直径和射弹长细比不变的情况下,随着空化数的增加,射弹阻力系数变化很小;在空化数和射弹长细比不变的情况下,随着空化器直径的增加,射弹阻力系数增大;在空化数和空化器直径不变的情况下,随着射弹长细比的增加,射弹阻力系数减小。试验结果为进一步研究高速超空泡射弹的水动力特性和水下弹道特性提供了参考。     

敏捷转弯伞弹系统动力学建模与分岔特性分析

传统弹箭类飞行器由于机动能力限制,难以实现快速、小半径、大角度的敏捷转弯。通过导弹上加装可控翼伞作为控制面,提出一种翼伞-导弹系统,实现导弹敏捷转弯。首先针对由导弹、翼伞、伞绳、连接点组成的伞弹系统进行动力学建模,给出9自由度伞弹系统动力学模型。通过纵向平面内的弹道仿真,对比分析了在翼伞襟翼偏转角0°、25°和50°情况下伞弹系统的运动情况,结果表明翼伞-导弹系统可以实现敏捷转弯。通过对伞弹系统动力学模型进行分岔分析,研究了不同襟翼偏转角情况下,以翼伞安装角为连续变化参数时系统的分岔曲线,得到导弹实现敏捷转弯的最小转弯半径及最大转弯末速所对应的目标平衡点,分析了目标平衡点附近的吸引域变化情况。弹道仿真结果表明通过合理选取翼伞襟翼偏转角及安装角,可以使质量为73 kg的导弹实现最小转弯半径14.50 m,最小速度损失20.4 m/s。伞弹系统对于提高传统战术导弹的敏捷转弯性能具有重要参考意义。     

针栓喷注器中心推进剂偏转角模型分析研究

为了实现针栓喷注器中心推进剂偏转角的准确预测,基于流场分析建立了中心推进剂偏转角理论模型。从动量守恒方程推导了中心推进剂偏转角公式,通过数值仿真和试验结果对其进行验证,并分析了工况参数和结构参数对中心推进剂偏转角的影响规律。结果表明：理论模型预测值与数值仿真和试验结果很好地吻合,套筒遮挡喷注面积对偏转角影响最大,在变推力时偏转角随着套筒遮挡喷注面积增加而减小。喷注压降、中心筒壁厚和底部凹腔深度对中心偏转角影响很小,当套筒遮挡喷注面积一定时,中心筒底部有凹腔的偏转角比没有凹腔的偏转角约大6°,该模型为针栓喷注器工程设计和进一步精确计算变推力下的雾化角提供了重要参考。     

射流推力矢量的数值模拟研究

本文基于二维雷诺平均N—S方程与SST湍流模型相结合,采用时间相关法求解混合流场,数值求解时,空间上采用二阶迎风格式对连续方程、动量方程和能量方程进行耦合求解。根据数值模拟的结果分析了主流与次流相互作用的复杂流场结构、落压比和二次流位置对矢量偏转角的影响。当SPR=0．7时,单缝模型和双缝模型的最大偏转角都在落压比为2—3．5之间。合理的双缝位置排布获得推力矢量效率高于单缝射流。双缝射流注入时存在一个最佳的双缝间距及开缝位置可以使得两道斜激渡的分布比较合理,从而得到最大偏转角。     

基于Simulink的潜空导弹运载器水下弹道仿真

简要分析了潜空导弹无动力运载器的基本特征和基本要求;用四元数法和矢量矩阵法建立运载器水下空间运动的数学模型;利用Simulink仿真软件,建立运载器仿真模型,对运载器的水弹道特性进行仿真分析与计算。仿真表明,运载器离管速度对导弹出水时偏距影响很大,水中运动时间主要与发射深度有关。     

导弹水下发射近筒口点火时机选择影响研究

潜射导弹蒸汽-燃气弹射出筒时,弹尾会附着燃气泡,该尾空泡的发展形态会对水下点火燃气射流流场的建立产生影响。为了研究水下发动机不同工作状态发射流场结构变化及原因,采用Mixture模型和动网格技术对发动机处于尾空泡的三种包覆状态:扩张初期、收缩初期、完全闭合状态(对应点火位置分别为2.2m,4.3m,6.5m)的燃气射流动态流场进行数值模拟。仿真结果表明,尾空泡收缩程度越大,发动机喷管流场结构越复杂,尾空泡不断地膨胀-颈缩,使得发射平台受到较大的压强脉动;当尾空泡未处于收缩状态阶段且发动机运动一定安全距离4.3m时点火,既有利于燃气射流流场的建立,同时发射筒及艇体受到的压力脉动最小,从而有效地提高了水下点火发射的安全性。     

高速飞行弹箭目标表面动态热辐射

针对红外系统实时跟踪捕获高速飞行弹箭目标的关键问题,提出了一种用于求解其全弹道动态红外辐射（IR）特性的方法.以典型155mm口径无控弹箭为研究对象,基于Simulink建立了模块化的6自由度(DOF)刚体弹道仿真模型,数值计算并分析了弹道诸元的变化规律.应用热网络法建立了弹体表面耦合换热动态热辐射场的物理模型,推导了弹箭高速旋转飞行的气动加热计算模型,并利用蒙特卡洛(M-C)法考虑了环境热辐射的影响.运用Runge-Kutta法耦合求解节点热平衡方程组,得到了动态气动表面传热系数、温度场以及红外辐射场的分布规律,对比分析了目标在整个飞行过程、不同部位、不同波段内的红外辐射特征.结果表明:目标发射后,其表面温度迅速升高,越靠近弹头部,温度升高速率越快,峰值温度越高；在飞行前20s内,其红外辐射特征明显；随着飞行速度衰减,热量散失较快,辐射强度较弱,且主要集中于8～14μm波段.      

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。      

固体火箭发动机柔性接头的结构分析

为了进行固体火箭发动机柔性接头结构分析，建立了三维超弹结构有限元模型，用单轴拉伸与简单剪切橡胶材料试验数据，采用三阶橡胶本构模型，载荷跟随变形的方式处理驱动载荷方向的变化，给出了典型载荷状态下的计算结果。获得了柔性接头应力应变分布，随着容压增大，弹性件径向拉应力的区域迅速减少，获得相同转角的驱动载荷将会减小，该现象与试验结果吻合较好。     

液体火箭发动机诱导轮旋转汽蚀分析

超同步旋转汽蚀和次同步旋转汽蚀是液体火箭发动机诱导轮旋转汽蚀现象的两种类型。为了揭示它们之间的差异,完成了Tsujimoto旋转汽蚀计算模型的理论求解,开展了旋转汽蚀现象的数值计算。结果表明,旋转汽蚀两种类型发生时,质量流量增益系数M都发生周期性变化。当超同步旋转汽蚀发生时,M>0;而当次同步旋转汽蚀发生时,M值的变化范围更广。由于在设计工况点附近,通常有M>0,因此在多数情况下很难观测到次同步旋转汽蚀。     

双调和方程在航空离心泵叶型优化设计的应用

为了减少构建代理模型的计算量，提高优化效率，基于双调和方程模型和混合人工鱼群算法对航空离心泵叶型进行优化改型设计。在Matlab平台下分别采用5点4次Bezier曲线和线性函数控制叶型圆周角分布和积叠变化规律，通过软件UG和Fluent的联合批处理方法对15组设计结果进行内流场数值仿真。在曲面插值获得计算空间边界条件的基础上，采用中心差分格式对双调和偏微分方程进行数值求解，建立超曲面性能代理模型。以效率最高为目标函数基于人工鱼群算法对设计变量进行全局寻优。结果表明:基于双调和方程的超曲面代理模型能够保证试验值与预测值完全一致，而优化后的离心叶轮流动中的尾迹效应被明显减弱，水力效率比原型泵提高5.4%。      

矢量偏转对二元塞式矢量喷管红外辐射特征的影响

为了研究矢量偏转对二元塞式矢量喷管红外辐射特征的影响,首先通过喷管缩比模型的红外辐射特征试验,获得矢量偏转对喷管缩比模型红外辐射特征影响的试验数据及规律,并验证了红外辐射特征数值计算方法的计算精度。随后,采用经过验证的计算方法对全尺寸二元塞式矢量喷管在发动机地面工作状态下的流场特性与红外辐射特征进行了数值仿真,研究结果表明：当矢量偏转角由0°增加到20°,塞锥壁面温度分布基本不变,但喷管偏转压力侧壁面温度逐渐升高,最大增幅达到38.5%,喷管偏转吸力侧壁面温度逐渐下降,最大降低15.4%。塞锥是二元塞式矢量喷管最主要的红外辐射源,在尾向-20°~20°方向范围,塞锥的平均贡献不低于63.6%,最大高达91.0%。随着偏转角增加,喷管在水平探测面内的红外辐射强度逐渐减小,其中正尾向上的降幅最大,达到33.6%;在铅锤探测面内,辐射峰值方向朝矢量偏转方向偏移,但偏移角度小于矢量偏转角度。全尺寸模型仿真获得的矢量偏转对喷管红外辐射特征分布的影响规律与缩比模型试验的结论一致。     

导流锥结构参数对燃气弹射筒内压力冲击平滑效果影响研究

针对导流锥结构参数对内弹道流场耦合影响问题，基于动态分层动网格技术，构建了含导弹运动和二次燃烧的内弹道数值模型，并验证了模型可靠性。解耦分析了导流锥半径、高度及冲击高度对内弹道流场特性和载荷的影响。结果表明：导流锥的结构直接决定燃气飞溅现象的产生和流场结构的紊乱程度，导流锥的半径、高度和冲击高度的改变会对燃气反射点的位置、二次燃烧的区域以及剧烈程度产生影响;结构优化后的导流锥，较大程度地缓解了冲击现象，获得了较好的平滑效果，筒底压力较实验装置降低了24.5%。     

导弹从发射箱热发射过程的数值分析

采用三维可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程和k-ε湍流模型，研究了导弹出箱过程中，弹体姿态偏转后弹底周围环境及发射箱内的流场特性。首先，以超声速欠膨胀射流撞击平板实验为算例，对数值方法的有效性进行验证。其次，分别对导弹在约束期和半约束期箱内流动特性展开研究。研究表明：喷管尾流在发射箱内会形成强烈的引射效应。同时，在弹底会出现明显的回流区域，使导弹出箱时受到额外的阻力。考虑偏转后，发射装置受到的冲击载荷增大2倍以上，发射箱壁面受到的压力增加40%。而且，在半约束期，箱内的流场分布不再对称，会使得导弹受到额外的不平衡力矩。     

激波诱导圆形矢量喷管数值研究

利用时间推进的有限体积法求解三维雷诺平均Navier-Stokes方程,对激波诱导矢量控制方案的圆形收敛-扩张喷管全流场进行了数值模拟.从射流压强比及落压比的变化计算了次流对主流的控制效果.结果表明,利用激波诱导方式可有效的迫使主流偏转,在落压比为4、射流压强比为1.499时,矢量偏转角最大可以达到15.35°.通过分析,圆形喷管中形成的激波为三维曲面激波,结构比较复杂,数值研究可观察到清晰的流场结构,为试验研究提供参考.      

变体后缘的索网传动机构设计与分析

为了提高变体后缘的驱动效率,提出了一种可放大驱动力的索网传动机构.采用梁模型推导了单节点索网/基板弯曲变形的非线性微分方程,给出了基于有限差分法的迭代格式.数值模拟结果表明:索网机构比单索机构具有更高的驱动效率,降低了驱动器的最大驱动力;降低了基板的最大弯矩,且使最大弯矩点后移.最后,设计了单索和索网机构驱动钢板弯曲变形的实验装置,给出了钢板自由端垂直位移和外载关系的实验结果,结果表明当钢板等效偏转角的设计值为10°时,索网机构的最大驱动力比单索机构降低了41％.     

进气角与注水规律对燃气-蒸汽弹射的影响

为了研究弯管进气角和注水规律对燃气-蒸汽弹射过程中流场和内弹道的影响,采用Mixture多相流模型，Renormalization group (RNG) k-ε湍流模型和动网格技术,建立了燃气-蒸汽弹射数值模型.通过与文献数据的对比,验证了数值方法的可靠性,分析了注水规律与弯管进气角度对燃气-蒸汽弹射过程流场和内弹道的影响.研究结果表明:当弯管进气角为60°时,燃气-蒸汽介质的能量能得到最大利用,发射筒内的温度分布较均匀；另外在同样的注水量下,缓慢注水导弹出筒时间相对较短,但波动较大；快速注水导弹运动平稳,但出筒时间较长.结果可为导弹燃气-蒸汽弹射动力系统的设计提供参考.