某炮射导弹发射过程的阻力系数及升力系数的数值模拟

用数值模拟的方法求解炮射导弹发射过程的主要空气动力系数，以某炮射导弹的气动外形为基础，以优秀的计算流体力学软件FLUENT、为工具。在数值模拟中全部计算网格采用结构化网格，紊流模型采用适于空气动力计算的一方程模型中SPALART-ALLMARAS模型，差分方程的求解采用一阶迎风格式和二阶迎风格式相配合的方式，所有这些保证在数值模拟中的物理模型、数学模型、以及方程的求解等方面提高数值模拟结果的精度，最后给出了主要的空气动力系数，并对其进行了简单的分析。     

斜喷管燃气射流气动干扰数值模拟

导弹飞行时，由发动机喷出的高温高速燃气射流对周围的空气流场产生强烈的扰动作用，从而影响导弹的空气动力特性，但由于燃气射流的存在，采用实验方法对燃气射流气动干扰进行估计有很大难度。本文采用三维流场数值模拟方法，模拟导弹弹体中部斜喷管燃气射流和空气耦合流场，对斜置喷管燃气射流空气动力干扰进行了研究。结果表明：斜置喷管燃气射流的存在，使导弹气动力的阻力增大，升力降低。     

运载火箭主动段爆炸碎片散布范围计算

结合液体火箭爆炸特征和相关的工程计算方法，经适当的假设建立了计算运载火箭爆炸碎片散布范围的数学模型并计算出了某型号运载火箭主动段爆炸碎片的散布范围。     

用动网格方法模拟导弹发射过程中的燃气射流流场

采用局部非结构网格弹性变形方法和网格再生方法相结合的动网格技术，计算导弹与发射简具有相对运动的燃气射流非定常流场。计算中将安置在发射简内的导弹作为运动实体，随着导弹运动，相应流场计算域边界发生变化。计算结果表明，采用动网格技术模拟导弹发射过程中燃气射流的非定常流场，具有较高的精度。     

火星着陆器扶正展开动力学研究

火星着陆技术是实现对火星探测的关键技术。文章通过对四面体着陆器展开过程进行深入研究,提出了一种应用于四面体火星着陆器扶正展开的方法,并对该方法进行了详细的分析和计算;通过火星着陆器扶正展开动力学的分析,提出了扶正展开系统的动作策略,对实现扶正展开的姿态确认进行了分析和设计;基于Hamilton法建立了扶正展开着陆器的动力学模型,对多姿态下扶正展开执行器的动力学特性进行了分析,获得了扶正及展开过程中的力矩特性,从而可以对翻转动作进行定量的分析,实现翻转能量的最小化。该研究对于火星着陆器的设计具有参考意义。     

BDS/GPS组合导航接收机自主完好性监测算法

为使接收机自主完好性监测（RAIM）技术应用于民航垂直引导进近（APV）飞行阶段成为可能,研究了BDS/GPS组合导航RAIM算法。提出了一种基于BDS/GPS定位解最优加权平均解的算法,结合最优加权平均解与BDS/GPS定位解的关系建立检验统计量,根据最大允许的虚警率计算检验门限,实现对故障所在卫星导航系统的检测,并采用加权最小二乘残差法对故障进行检测与识别。研究结果对多星座组合卫星导航系统应用于民航APV飞行阶段的导航具有一定的参考意义。      

导弹适配器数值模拟风洞试验

为了模拟适配器与弹体分离的真实过程,以某箱式导弹垂直发射过程为背景,开展了对利用数值模拟风洞建立完备且准确的适配器气动数据库的方法的研究。仿真过程中采用批处理技术提高了计算效率。研究表明,以风速为10 m/s时得到的气动参数为基准,所有的气动参数误差均可以控制在1.5%以内,计算效率提高了50倍;通过数值模拟风洞得出的气动数据库,仿真得到的适配器脱离导弹的过程与试验结果一致。     

超声速高温冲击射流注水流场实验研究

为了降低发动机羽流冲击流场的温度,减弱其对发射装置的冲击和烧蚀作用,对超声速高温冲击射流的注水流场开展了实验研究。通过高速摄影和红外热像仪两种非接触式测量设备对无注水和注水两种状态下的冲击流场进行了对比拍摄,并且使用热电偶对底板冲击区的温度进行了测量。对注水两相冲击流场的结构和温度场分布进行了深入分析和研究,并与无注水状态下流场进行对比,得出了通过注水方式可以减少核心区长度和面积,降低迎气面温度,减弱其热冲击烧蚀效应的结论。     

固体火箭发动机尾喷焰复燃流场计算

为解决高温、高速、含化学反应的固体火箭发动机复燃流场计算问题,从固体火箭发     

固体发动机燃气射流对发射平台冲击效应研究

为研究燃气射流对发射平台的热冲击和动力冲击效应,采用有限速率化学反应模型和H2/CO反应体系模拟了燃气射流中的复燃现象,得到了射流流场结构及发射平台上的温度和压力分布情况,计算结果与试验数据吻合较好。研究表明,在射流近场内考虑复燃效应时,计算结果更为准确。发射平台中心处为高温区,应采用抗高温耐烧蚀的材料。发射平台距发动机喷口为1.4、1.7、2 m时,平台上压力分布变化不大;发射平台离发动机喷口越远,平台上的温度变化越小。