高速来流作用下带孔隙的容腔内部压强演变过程对弹体头罩分离、整流罩脱落、舱门开启等有着重要影响。围绕带进气口和卸流孔隙的容腔结构,建立了预估容腔压强变化的理论模型和数值模型,并结合实验验证探讨了开孔位置、进出口面积以及容积大小对容腔建压过程的影响。结果表明排气孔位置和大小对容腔建压效果具有显著影响。当进排气口面积比为0.75时,容腔迎风区域孔隙在初始建压阶段能够提升建压速率,但稳定状态下孔隙由进气转变为排气,容腔压强相对无排气孔隙状态降低约39%;容腔表面斜率过渡区域孔隙受流动形态演化影响,相应容腔压强变化较为复杂,在稳定阶段容腔压强相对无排气状态降至50%;孔隙位于容腔后部时,稳定阶段压强最低,约为无排气状态的44%。同时,进口面积增加会显著增加容腔压强,排气孔隙面积增加会降低容腔压强并减少建压时间。容腔体积对建压速度具有一定影响,但对最终建压结果影响较小。
应变天平作为风洞试验的测量元件,保证天平的测量精度是相关领域的研究重点。但在连续式风洞中,由于风洞运行时间长及马赫数连续变换,天平体的温度会出现分布不均匀的情况,产生温度梯度。这种温度梯度对天平轴向力测量精度的影响尤为明显。为探究在连续式风洞中温度梯度对天平轴向力应变输出的影响,根据实际工况,总结出3种温度加载情况,利用ANSYS Workbench对80A天平进行热-固耦合分析。研究结果表明:在不考虑后支杆热传导的情况下,温度梯度基点的温度越高,温度输入越快,天平体的温度分布越不均匀,温度梯度越大,轴向力应变输出越大;在考虑后支杆热传导的情况下,天平体的温度分布相对均匀,温度梯度较小,轴向力热应变输出较小。
海上发射作为一种新兴的发射方式,与传统发射方式相比运载能力更强,在发射地点的灵活性和适配器落点的安全性方面有巨大的优势。为研究海上动平台发射过程的安全性问题,建立了海上垂直发射系统多体动力学模型。基于六自由度海浪摇荡激励和随机风载荷作用,通过实时更新适配器姿态和气动载荷,得到了适配器气动载荷变化过程和洒落轨迹。结果表明,由于存在初始分离速度,适配器在气动载荷作用下发生翻转,风载荷的存在使得适配器在初始分离阶段与火箭发生碰撞,适配器最大洒落距离为26.645 m,落点分布远离发射装置,但有落至动平台平面的风险。
针对聚能装药侵彻混凝土目标开孔孔径不足导致后级弹丸无法顺利随进的问题,在对混凝土的力学特性和损伤模式分析的基础上,基于动态球形空腔膨胀理论,分析了含能射流对混凝土目标径向扩孔的物理过程。通过引入含能射流释能参量,构建出根据不同侵彻速度下含能射流侵彻混凝土各阶段的径向扩孔工程计算模型,并进行了试验验证。结果表明:工程计算模型所得数值计算结果与试验数据误差在10%以内,模型可推广到射流对各种强度的素混凝土结构的扩孔计算,对串联侵彻战斗部前级聚能装药结构设计具有一定的指导意义。
针对固体火箭发动声速来流机续航级在超声速来流中的燃气射流及外流场特点,利用数值模拟方法,分别对不同工况下固体火箭发动机尾焰及外流场进行流场结构定性分析,得到该流场结构大体可分为外场区、回流区及尾流区;通过对比不同高度轴线上参数,得到随着工作高度增加,喷管流动分离现象消失,波节减少,首个入射激波形成距离喷管出口距离增加,激波波面速度增大;通过对比回流区壁面参数,得到随着工作高度的增大,回流区壁面温度及马赫数增大,低压回流区导致喷管的实际工作压力低于环境压力30%以上;当喷管处于欠膨胀工作状态时,回流区流体马赫数呈现先减小后增大趋势,且靠近尾焰端受工作高度影响显著。
针对减振器传统研究的关注点主要在减振效果、材料寿命等方面,对其形变量及形变带来的导航误差关注较少,偏重理论研究而无试验数据支撑,缺乏说服性的问题,文中在捷联惯导减振器设计基础上,制定了静态和动态试验方案。在振动工装上固定一对相互垂直的平面镜,通过减振器将惯导安装到振动工装上,振动工装以刚性连接方式固定在振动台面上,借助架设的光学投影设备和显像设备,分别振动冲击前后惯导棱镜和振动工装上平面镜的反射光斑,通过对二者位移变化的计算,判定减振器的空间形变量。试验结果表明,振动冲击前后及过程中,减振器形变引起的惯导最大形变角为6.26″,比惯导在运载体上的安装误差稳定性(一般为1.0')低一个数量级,减振器的空间形变量对捷联惯导的导航误差影响较小,文中的试验方法和实测数据可为惯导减振器的设计和应用提供借鉴。
巡飞弹因成本低、作战方式灵活,近些年在全球局部冲突中越来越多地投入使用,引起了广泛的关注。介绍了国外主要巡飞弹的发展现状,涉及美国、以色列等军事强国的产品,包括“弹簧刀”系列、“郊狼”系列、“立方体”系列、“柳叶刀”系列、“哈洛普”以及“英雄”系列巡飞弹,分析了国外巡飞弹的发展现状,并在低成本化、系列化、多平台投放、隐身化发展及集群作战等方面提出了今后的发展趋势。
针对助推分离舱外形对巡飞弹气动特性和静稳定性的影响,通过对船尾收缩比和分离舱外形设计的研究,分析了船尾收缩比和曲线过渡对改善气动特性和稳定性的机理,形成了“增大船尾收缩比-改善曲线过渡”的设计思想。结果表明:船尾收缩比是影响流动特性和气动特性的主要因素。增大船尾收缩比可以有效减小局部分离的面积,改善流动状况,改进后的零阻减小了1.5%~2%,静稳定度提高了1%~3%;在特定的船尾收缩比下,船尾与助推分离舱曲线过渡对阻力特性和静稳定性有一定改善效果。
弹丸圆锥运动会对制导系统产生严重的控制干扰,为了补偿该误差,分析了一种新的圆锥误差补偿算法,以提高弹载姿态控制系统在高动态运动环境下的解算精度和实时性。结合四元数四阶龙格-库塔法和三子样等效旋转矢量法,利用修正型罗德里格斯参数改进基于角增量输出的三子样四元数姿态算法,推导相应的微分方程表达式,建立三子样四元数改进算法姿态求解数学模型。仿真结果表明,与传统圆锥误差补偿算法相比,改进算法能更有效的补偿圆锥误差,平均解算精度提高了约17.32%,减少了高动态环境下的计算量,实时性提升了约22.54%。
针对高动态、复杂目标背景条件下,末敏弹毫米波辐射计信号难以精确建模和仿真问题,提出了一种末敏弹毫米波辐射计信号仿真模型,并基于积分求解思想提出了划分法计算毫米波辐射计视场与目标的交汇面积,最后针对不同条件,包括多目标、水平风和伞的摆动对毫米波辐射计输出信号进行了仿真。仿真结果表明:所提方法可有效应对高动态、复杂目标背景条件下的毫米波辐射计信号的建模与仿真。研究成果可为末敏弹目标识别算法和敏感器性能提升提供参考。
当吸气式飞行器在进行宽域飞行时,燃烧室中轴线上流场会发生较大改变,流场参数沿轴向发生“波动”。因此,有必要开展中轴线流场参数波动对燃烧室性能的影响研究,为吸气式飞行器燃烧室在进行宽域飞行设计时提供相关理论支持。在N-S气相控制模型的基础上,结合燃烧模型、湍流模型、燃速模型、加质模型,建立了固体燃料超燃冲压发动机燃烧室流动燃烧数值仿真模型。通过该模型,开展中轴线上流场参数波动对燃烧室性能的影响。研究结果表明:宽域飞行时不同的飞行工况导致的入口空气流量不同,会引起燃烧室内马赫数沿流向振荡,振荡幅值越大,总压损失越大。入口空气流量过高或过低都会导致燃烧室内气流马赫数振荡,但选取合适的入口流量可显著降低燃烧室气流马赫数的振荡幅值。因此,针对需要在宽域条件下工作的燃烧室,应设计合适的入口流量使燃烧室整个工作周期内流场马赫数振荡综合最小,进而降低燃烧室流动损失,并提升燃烧室工作性能。
针对导弹大迎角机动存在强耦合动力学特点,提出了一种基于增量非线性动态逆的解耦控制方法,将自动驾驶仪分为高带宽的快变角速率内回路和低带宽的慢变角回路控制,用部分逆近似求解的方法分别设计了增量形式的动态逆控制律对消不同的耦合项,实现控制解耦的目的。典型工况数字仿真结果表明,所设计的导弹增量非线性动态逆控制解耦律大大改善了强耦合动力学下的稳定控制性能。相比传统PID控制,它能够完全消除过载响应的低频振荡和超调量,同时还使得滚转角响应能够准确跟踪指令。
针对火箭橇气流通道装置开展设计与数值模拟研究。首先,将气流扩张通道内部划分为初始源流膨胀区、消波区和均匀流试验区,然后,应用Foelsch方法对初始膨胀段型线进行设计,采用基于轴线马赫数预设的特征线方法对过渡消波段进行设计,最后,针对扩张比为2.5的火箭橇气流扩张装置,在运行速度为1.5Ma、2Ma、2.5Ma和3Ma条件下开展数值模拟分析,结果表明,通道进口膨胀波随着运行速度的增加而减弱,1.5Ma速度条件下的相对压力峰值为0.14 MPa,3Ma速度条件的相对压力峰值为0.018 MPa,相对压力峰值下降约87%,使进口条件得到改善,最大马赫数模拟偏差为3.9%,静压模拟偏差为6.5%。
火箭燃气射流对搭载平台的冲击效应是搭载平台表面防护和结构设计的重要依据。为研究不同射角下高速射流对舱体的冲击效果,基于有限体积法,采用SST k-ω 湍流模型,建立固体火箭发射过程的三维仿真物理模型。分别在70°射角和56°射角工况下,对固体火箭发动机喷出的燃气射流进行数值模拟,得到了不同时刻射流的特性以及两射角下舱体上表面受射流影响情况,分析射流对舱体表面的冲击效应。分析结果表明,射流冲出喷管后在空气中膨胀,形成曲面激波。抵达舱体表面后压缩,产生高温高压区,随后温度和压力沿舱体表面流动逐渐降低。舱体表面温度和压力变化趋势相一致,56°射角时舱体表面温度较低,受到的冲击效应更大。
针对考虑终端脱靶量、碰撞角和加速度多约束的精确制导问题,提出了一种可解析求解的多项式最优制导律。将视场角正切值设定为弹目距离的多项式函数形式,将终端多约束条件转化为多项式系数的代数关系式,并引入优化思想,得到弹目距离加权的能量最优指标下的多项式系数最优解,依据弹目运动关系将视场角正切值变化改写为相应满足终端碰撞角约束与加速度约束的制导指令解析式。针对不同加权系数、不同终端打击角度等条件对制导律制导效果进行了仿真验证,并与弹道成型制导律进行了对比。仿真结果表明,所提出的制导律可以使导弹以任意期望碰撞角准确命中目标,终端过载指令平稳收敛至0,避免了末端指令饱和现象。相较此前多项式制导相关研究,文中制导方法避免了在制导模型中引入小角度线性近似条件,提高了对轨迹与制导指令的设计精度,并能约束视场角大小从而规避系统可能出现的奇异性问题和自变量单调性问题,在终端可实现全向攻击。
