高温高压超音速气液两相流场数值模拟

采用欧拉-拉格朗日方法对燃气-蒸汽发射动力装置内高温高压超音速燃气中的横向喷雾的气液两相流进行了数值模拟研究，气相采用RK-AUSM+格式求解N-S方程，液相应用颗粒轨道模型，两相之间的耦合通过在气相各守恒方程中添加源项来实现。针对不同的喷水孔径、喷水压差以及水汽质量比进行了数值模拟计算，分析了各种条件下的液滴蒸发情况以及对气相流场和能量输出的影响，为燃气-蒸汽发射动力装置的设计优化和能量调节技术提供了理论依据     

飞机外挂物离机过渡过程的有限元算法.

研究飞机外挂物在按给定轨迹下沉旋转的离机过渡过程中，流场非结构网格的调整和再生成方法以及过渡过程欧拉方程有限元数值解法。中指出外挂物运动时流场网格调整或再生成仅需在围绕在外挂物的一小区内进行以减少计算量，而且固定网格的欧拉方程的有限元数值解法也可适用于运动网格情况，只要将固定网格的守恒通量项Fk用运动网格的Ek来代替，并建立了Fk和Ek之间的关系。末给出了带外挂物飞机的实例计算结果。     

高速航行体齐射出水过程的空化与运动特性研究

基于求解N-S方程的VOF方法，引入Schnerr-Sauer空化模型、SST k-ω湍流模型和6DOF刚体运动模型，通过重叠网格技术建立两发射弹齐射出水的数值计算模型，并进行了数值方法的有效性验证。研究了不同发射无量纲时差下射弹齐射出水过程的超空泡演化特性、射弹的弹道轨迹、偏转角变化和减阻性能，分析了超空泡流场的干扰机理。研究结果表明：同步发射出水时，射弹超空泡内侧扩张受到抑制，在出水阶段超空泡发生了非对称性溃灭；两射弹的弹道稳定性较差，其偏转角的最大值达到了3.1°；对于异步发射出水，首发射弹超空泡前沿轮廓基本对称，而次发射弹超空泡前沿轮廓内侧壁面发生膨胀，失去了对称性，随着发射时差的增大，次发射弹超空泡内侧前沿轮廓曲率变小。首发射弹在出水过程中能维持良好的弹道稳定性，次发射弹在压差作用下向内侧偏转，运动轨迹也向内侧偏移，运动过程中次发射弹的最大无量纲水平位移和最大偏转角随发射时差的增大而减小。相比异步发射出水，同步发射条件下射弹的无量纲竖直速度衰减略快。     

强迫耗散非线性发展方程与完全平方守恒格式

从描述大气和海洋运动的强迫耗散非线性发展方程出发，对强迫耗散非线性大气和海洋方程组显式差分格式的计算稳定性进行了分析，构造了一类强迫耗散非线性发展方程的显式准安全平方守恒差分格式。理论分析和数值试验证明，这类显式准完全平方守恒差分格式是计算稳定的，值得推广应用。     

军用航空

俄开始在米格－21—93上进行导弹发射试验最近，一个由苏霍伊和Fazotron设计局组成的小组正在用一架为印度空军进行现代化改进的米格－21—93原型机进行首次R—73和R－77导弹的发射试验。这两种导弹前者采用红外制导，后者采用主动雷达制导。这一试验将会大大刺激已经严重拖期了的米格－21—93现代化改进计划的进程。试验的目的是验证这种采用轻重量多模式雷达武器的性能水平。据称，老龄的米格一对战斗机在经过诸如雷达、航空电子设备和导弹的现代化改进之后，将具有在超视比条件下同时攻击两个和同时跟踪8个目标的能力。而且，如果印度…     

舰载无人机发射初始状态研究

首先,根据海浪、海风对舰船的作用,建立了准确而更符合实际的舰船运动模型.然后,引入了发射架在舰船上的位置和方向两个变量,得到了不同状况下舰载无人机的发射初始状态.最后,经数字仿真得出了各种因素对发射无人机的影响规律,为确定舰载无人机的安全发射范围提供了理论数据支持.     

一种用计算机遥控物体运动的方法

提出了用计算机遥控物体运动的一种方法，给出了计算机控制硬件原理和软件方法，简要地介绍了与此方法有关的无线电遥控发射、接收的原理，完成了Ｃ语言与８０８６汇编语言的混合编程。     

舰艇运动对导弹冷发射出筒的影响

针对舰载导弹垂直冷发射对导弹出筒轨迹和姿态偏差有一定要求的现状,研究舰艇运动对导弹冷发射出筒扰动问题。分析了舰艇运动中可能造成最大扰动的发射时刻。采用对可能最大值点仿真研究的方法,用动力学仿真软件ADAMS针对可能最大扰动时刻进行影响程度的定性研究。结果表明,5级海情对舰载导弹冷发射影响较大;舰艇运动最大过载时刻对导弹轨迹水平和竖直方向位移影响最大;在最大摇摆角时刻发射会导致导弹出现最大姿态偏角。     

旋翼尾流对空空导弹的气动干扰研究

直升机发射导弹时,旋翼尾流对导弹产生很强的气动干扰,研究旋翼尾流对导弹的气动干扰对于改进机载导弹发射技术具有重要意义。结合动量理论和涡流理论,推导了桨叶环量方程,用广义尾流模型计算了旋翼下洗流场。并在此基础上用工程方法计算了有旋翼尾流干扰和无旋翼尾流干扰两种条件下的某空空导弹气动特性,揭示了旋翼尾流对导弹的气动干扰规律,为直升机载导弹的发射控制提供了参考依据。     

含运动边界二维多体干扰流场的数值模拟

本文采用二阶精度Godonov扩展方法求解非定常：Euler方程，以基于格心的自适应非结构网格的显式有限体积法为基础，空间和时间都是二阶精度，使用HLLC近似黎曼解的方法计算网格单元边界处的守恒量通量，对作俯仰振动的NACA0012翼型绕流及激波管中运动、静止圆柱的流场进行了数值模拟，并对数值模拟的结果进行了分析，为进一步对含多体分离流场进行数值模拟打下了基础。     

空地导弹最小射程的一种估计方法

针对机载发射的空地导弹最小射程 ,把发射后的空地导弹看作一个受重力作用、推力等于阻力并具有水平初速的下滑飞行体 ,提出了一种估计方法并编制了计算机软件 ,对影响空地导弹最小射程的主要因素进行了量化分析。研究结果表明 ,空地导弹的最小射程由启控时机、载机初速、投放高度、下滑高度差及末制导最小距离等因素决定。该方法已用于某型空地导弹总体设计方案的分析与评估     

空射导弹发射初始弹道数值仿真

导弹从载机上发射时,载机对导弹的流场存在干扰,从而影响导弹在发射初始阶段的姿态和运动轨迹。为了确定导弹的初始弹道参数,本文利用CFD商业软件Fluent6.1计算导弹发射时的非定常流场,并通过该软件的接口嵌入导弹的六自由度弹道方程,同时计算了导弹在载机流场干扰下的非定常气动力和初始弹道。计算结果清晰地表现出导弹与载机的分离过程和载机流场的干扰形式,并可估算出载机的流场干扰范围。     

某型导弹发射内弹道数值仿真

建立某型潜射导弹的内弹道方程组,对内弹道方程组进行了仿真计算,研究了变深度发射内弹道参数的变化规律及发射深度变化对导弹离筒参数的影响。     

基于非线性规划的空空导弹水平转弯轨迹优化

基于空空导弹的质点动力学方程建立了轨迹优化模型,并根据非线性规划优化算法的特点,对优化模型中的积分变量进行替换。采用一种改进的多重打靶法将轨迹优化问题转化为约束非线性规划问题,在此基础上采用广义乘子法和变尺度法求解满足各种约束条件的最优转弯轨迹。仿真结果表明,该轨迹优化方法实现了导弹在约束条件下的最短时间转弯,且所得结果符合运动学规律,对于离轴发射以及越肩发射的转弯问题具有一定意义。     

基于PID控制的垂直发射控制技术

基于对PID控制的垂直发射控制技术的研究,针对导弹的垂直发射问题,文章阐述了：①建立了气动舵,推力矢量复合控制的模型;②提出了一种能够实现垂直发射快速转弯的程序弹道指令设计方法,并设计了导弹3个通道的PID控制器;③通过对弹道进行6DOF仿真分析,验证了指令和控制器设计的正确性和有效性。     

某型导弹"模飞"测试方法研究

在分析某型导弹原有"模飞"测试方法的基础上,针对其硬件环境提出了一种新的利用弹载飞行软件进行"模飞"测试的方法.根据导弹受力特性分析,用拟合公式替代了复杂的外力计算,并建立了简化的外弹道模型.最后,根据中断程序模拟的导弹飞行环境进行了"模飞"测试.结果表明,在确保导弹发射可靠的条件下,该方法对减少发射准备时间、提高突防能力具有重要意义.     

基于最优样条节点的导弹主动段弹道估计方法

拟合导弹主动段弹道并估计其弹道参数是天基红外系统(SBIRS)的重要任务之一。首先采用三次样条函数对导弹主动段弹道进行描述,并建立主动段弹道的运动模型和测量模型;其次采用最大似然估计方法将导弹弹道估计问题转化为非线性最小二乘准则下的样条系数和样条节点分布最优估计问题;最后利用投影定理将样条系数估计和样条节点分布估计分离开来,并通过迭代逼近给出了最优样条节点数的确定方法。仿真实验结果表明,所提方法不仅对主动段弹道的拟合精度高,而且还减少了待估参数的数目,简化了求解过程,可在无先验信息条件下较好地解决导弹主动段弹道的估计问题。     

空空导弹高抛弹道作战效能研究

为增加空空导弹的射程,设计了采用奇异摄动中制导律实现导弹迅速爬升并在最优高度上巡航的高抛弹道。建立了四种目标机动模型,通过弹道仿真,将奇异摄动中制导与弹道形成最优中制导进行对比,得到不同初始高度两种制导方式的最远初始攻击距离,分析了初始高度对高抛弹道性能的影响。仿真结果表明,所设计的高抛弹道能有效地增加空空导弹的攻击距离,进而提高导弹的作战效能。     

空－空导弹投放系统误差与误差敏感度分析

空对空导弹发射控制参数的计算及其误差分析,是保证攻击有效性的重要环节。介绍了前置追踪攻击原理,给出了空空导弹发射控制参数的计算模型,建立了系统误差分析的仿真结构,提出用小扰动法来研究发射控制参数与扰动误差源的敏感关系,并进行了敏感度计算     

助推段防御比例导引法研究

基于助推段防御和比例导引法,分析了拦截弹与目标导弹的相对运动关系并给出了比例导引方程;采用差分法分析了拦截弹与目标导弹的位置关系、构建了数学模型并推导了拦截弹的差分方程;以拦截时间和拦截弹道为研究对象,分析了拦截弹的速度和比例系数对拦截时间和拦截弹道的影响,并对比例导引法的拦截弹道进行了三维仿真。仿真结果表明,助推段防御使用变系数比例导引法,可有效缓解拦截时间与拦截弹机动性之间的矛盾。