火星上升器(Mars ascent vehicle, MAV)发射作为火星表面起飞进入环火轨道的第一步, 是火星采样返回任务中的关键。MAV倾斜热发射过程力热冲击严重, 燃气流动结构复杂, 因此设计火星上升器倾斜热发射系统时, 必须充分考虑发射过程中复杂的力热效应。采用计算流体力学方法, 对火星表面MAV倾斜热发射过程的力热冲击效应进行数值模拟研究, 并与地球表面环境发射过程对比。研究表明, 火星表面MAV斜热发射过程上升器表面最高温度达到2 868 K;发射平台最高温度为2 908 K;MAV出筒过程中, 发射平台抬头力矩逐渐增大, 在火星低重力环境下, 发射装置容易倾覆。火星、地球表面环境倾斜热发射过程差异大, 相比于地球表面热发射过程, 火星表面MAV发射过程更加稳定, 但对平台和上升器力热冲击更加恶劣。
滚动直线导轨以其精密导向与动态稳定特性广泛应用于火箭导弹武器发射传动系统, 因功能适配性差异, 同一发射系统涉及多套滚动直线导轨。为实现不同用途、不同型号滚动直线导轨的高效建模、简化设计工作、加快产品设计迭代周期, 针对滚动直线导轨的设计和建模过程, 提出结合动静态特性仿真分析结果和工程师设计经验的双驱动参数化设计体系, 提取影响部件性能的关键结构参数, 基于Python语言对Abaqus有限元软件进行二次开发, 以多款型号滚动直线导轨为例, 建立导轨副参数化建模方法。典型测试案例结果表明:基于双驱动参数化设计体系, 通过Python-Abaqus的参数化建模方法, 建立几何参数可改的参数化模型, 实现用时4 s内建立几何误差小于0.3%的导轨副三维模型。
为解决常规测试方法难以准确测试弹丸膛内整个运动区间过载, 以及电磁发射中强电磁环境对弹载测试器件干扰的问题, 提出了一种适用于电磁轨道发射方式弹丸膛内过载的测试方法。首先, 基于电磁发射技术膛内过载可调可控的技术优势, 提出了通过控制电流波形为平顶波建立“恒过载”加载区间测试弹丸过载的测试原理。其次, 建立了电磁轨道发射弹丸过载测试方法, 通过控制电流加载波形和改变电流幅值的方法建立过载和电流对应关系, 由电磁发射试验测试得到的加载电流和对应关系间接得到弹丸膛内过载。最后, 开展电磁发射试验, 对常规测试方法和新原理测试方法进行对比, 结果表明:新方法能够完成弹丸膛内整个运动过程过载加载历程测试, 能更真实地反映弹丸克服静摩擦力后启动开始运动的过程, 既满足电磁发射弹丸膛内过载测试需求, 也避免了强瞬态电磁干扰对测试造成的影响。
一体化弹弹托的快速分离特性对弹丸射击精度具有重要影响, 是弹托的主要设计要求之一。为提升弹托分离性能, 基于六自由度方程和URANS方程发展了适合弹托分离计算的非定常CFD方法, 并基于Kriging模型和遗传算法构建了弹托迎风窝外形代理优化框架。采用16度压缩拐角算例, 通过与实验值对比, 验证了文中CFD方法的可靠性。通过代理优化方法得到了优化后的弹托迎风窝外形, 并对比基准弹托进行了流场和分离特性分析, 揭示了优化弹托分离性能得以提升的气动机理。结果表明, 分离过程中优化弹托贴近弹丸的内表面压力衰减量显著小于基准弹托, 迎风窝的表面压力与基准弹托基本持平, 因此, 优化弹托的整体分离力显著增加, 分离横向位移提升14.86%, 分离俯仰角提升13.75%, 分离性能显著提高。
对搭载于空基平台的筒装导弹, 装备传统平面密封膜的发射筒存在气动阻力大、破膜后飞溅物威胁飞行器安全的问题。针对该问题, 研究了椭球型整流罩长径比和飞行器巡航速度对其气动特性的影响规律, 建立了整流罩气动力矩和转动角度增量的关系;基于双臂扭簧模型设计了串列扭簧整流罩机构, 建立了整流罩适配器接触力关于接触点参数的解析模型, 辨识得到最优接触点及最小接触力。在此基础上, 提出一种具备低气动阻力、无破损张开、低接触力和可自动复位的多功能整流罩机构设计方法。虚拟样机分析表明, 适配器动态接触力为224.0 N, 机构自动复位时间为17.7 ms, 结果合理可行, 该方法对空基平台搭载的筒装导弹发射筒整流罩设计具有重要借鉴意义。
在运载火箭的热发射过程中, 火箭发动机产生的高温高压燃气会对导流槽造成明显的高温烧蚀作用。为了实现运载火箭发射过程中导流槽的热防护, 针对带有两个助推级的运载火箭的发射过程, 基于耦合Mixture多相流模型和Lee模型的计算流体力学方法, 分析以不同的喷水速度向单面导流槽表面喷水过程中流场的变化。结果表明, 向导流槽喷水可有效抑制燃气反溅现象, 大幅缩小导流槽表面高温区的分布面积, 对导流槽起到良好的保护作用。在喷水速度较小时, 导流槽表面最大温度发生振荡;随着喷水速度的增加, 导流槽表面最大温度振荡程度逐渐减弱至消失, 导流槽表面最大温度随之降低, 最大汽化速率随之上升。向燃气射流喷水会改变流场形态, 喷水位置不同会导致燃气射流轴线上物理参数的分布情况不同, 水射流直接冲击燃气射流轴线的降温效果更好。该结论可为运载火箭发射过程提供一定参考。
针对导弹液压起竖系统非线性动力学建模困难, 且存在机械与液压动态不确定性的现实问题, 提出一种增量非线性动态逆控制方法。该方法弱化了对复杂液压非线性模型的依赖, 具备良好的鲁棒性, 且控制器设计简洁高效、结构清晰。首先建立阀控缸驱动下的系统动力学模型, 并通过反步法构造液压通道的虚拟控制律;随后利用一阶泰勒展开对液压非线性动态进行解耦, 设计增量非线性动态逆控制器跟踪虚拟控制律, 实现导弹起竖轨迹的精确控制。通过Lyapunov方法证明了对比仿真闭环系统的稳定性及所提控制器的有效性。
为研究小型发射筒热发射激波开盖过程, 通过CFD-FASTRAN气动分析软件对其过程进行数值仿真计算。根据计算结果分析给出了小型发射筒热发射激波开盖过程中主要部件表面温度、压力所受燃气激波影响的变化过程。创新性通过CFD-FASTRAN气动分析软件对小型发射筒热发射激波开盖全过程进行了分析, 并首次系统性分析了喷管与后盖距离以及喷管扩张角度对激波开盖过程的影响。结果表明, 后盖受到燃气射流影响压力由边缘向中心减小, 温度由边缘向中心增大;燃气流反射激波沿发射筒轴向向弹头方向运动, 发射筒壁面压力、温度随激波运动方向逐渐减小;前盖受到燃气激波影响温度、压力由边缘向中心减弱;弹体喷管出口与后盖的距离增大、喷管扩张角度增大均有利于增强激波反射到前盖的总能量, 同时可以缩短激波开盖的时间。计算模拟方法可为采用热发射激波开盖的小型发射筒前后盖强度设计、结构设计等提供参考依据。
为深入研究导弹空中弹射工况对折叠舵展开过程的影响, 针对一种无机械限位结构的扭杆式折叠舵, 首先采用ADAMS分析其动力学响应。然后通过高速摄影对折叠舵地面展开试验进行观测, 获得折叠舵真实的结构动力性能, 并根据实验结果修正动力学仿真的模型参数。考虑空中弹射工况下弹体姿态变化对折叠舵展开过程的影响, 通过地面弹射试验测量得到弹射装置对弹体的弹射力, 采用CFD仿真计算舵面在机腹复杂流场环境下展开过程中受到的时变气动力, 建立了包含弹射装置弹射力及气动阻力的折叠舵展开动力学模型, 分析了不同外舵解锁时刻及气动力拉偏工况下的舵面展开失败风险。最后根据仿真结果给出了外舵解锁时刻的合理设计范围, 为折叠舵的工程设计和应用提供了参考。
针对导弹离开发射筒矩阵过程中, 发动机燃气气流对周边发射筒易碎前端盖的影响, 建立了三维仿真模型, 利用动网格方法, 模拟弹体运动, 对周边前端盖的表面瞬态流场进行数值仿真计算。通过分析气体流线和流场云图, 得到导弹运动过程中, 发动机膨胀压缩波系的发展对前端盖表面气流流向和压强分布的影响。根据不同时刻前端盖内外压强差的变化, 结合试验得到的压强差安全范围, 辅助判断前端盖是否会提前破裂, 并通过改变临近发射筒之间的距离, 计算前端盖内外压强差的变化幅度, 得到发射筒之间的安全距离, 为前端盖的结构优化设计和多个发射筒单位的排列方案提供仿真预测和数据支持。
针对火箭弹发射时产生的燃气射流对发射系统造成较强冲击, 可能对发射系统造成较大损害问题, 以不同高低射角下火箭弹尾流场为研究对象, 基于计算流体动力学方法, 采用有限体积法进行数值离散, 建立不同高低射角尾流场数学物理模型。在高低射角调整范围内, 选择0°、5°、15°、28°、38°五种角度进行仿真模拟。通过分析射流速度和压力等参数分布随射角及时间变化, 得到不同射角下射流发展规律;通过分析壁面压强分布及最大压强变化情况, 得到不同射角下射流对发射平台冲击效应变化规律。研究结果表明:随射角增大, 壁面压强整体有升高趋势;射角大于15°后, 壁面压强会有较大提高幅度;发射平台各位置受射流冲击影响程度不同, 需采用不同防护策略。本研究为发射平台防护设计提供了理论支撑。
火箭弹冷发射是一种借助发射筒内的燃气发生器把火箭弹从发射筒中弹射出去, 在弹体离筒后再点燃主发动机的发射方式。为保证火箭弹在冷发射过程结束时能获得满足发射要求的出筒速度, 对于冷发射装置的结构进行设计及改进, 并研究发射过程中的内弹道特性。建立了火箭弹冷发射装置的二维轴对称模型, 采用层铺动网格技术以及流体控制方程, 对于燃气发生器在相同药量、不同工作时间情况下的发射筒内部流场进行数值模拟, 获得了各工况下的发射筒内压力和弹体运动特性曲线。仿真结果表明:在药柱质量相同的情况下, 燃气发生器工作时间的增大, 会导致火箭弹出筒时间延长、出筒速度降低, 但也会使发射筒内压力与加速度峰值减小, 弹体加速度变化速率更加平稳, 降低发射过程火箭弹过载。
跨声速激波振荡与空腔流动均是可侧向机动火箭导弹强脉动压力及结构振动的主要诱因。然而, 现有研究多集中于讨论单一流动特征对壁面载荷环境的影响, 并未关注两种非定常流动现象的耦合作用, 为特定条件下飞行器的安全埋下一定的隐患。文中以典型火箭整流罩及侧壁空腔结构为研究对象, 采用延迟分离涡模拟(delayed detached eddy simulation, DDES)方法对跨声速激波振荡与空腔流动同时存在工况下的流场特征和脉动压力时频特性开展数值研究, 探讨激波振荡与空腔流动的耦合作用机理。研究结果表明:空腔流动减少了分离流对激波的作用从而减弱跨声速激波振荡的强度, 而激波振荡使得空腔流场趋于稳定, 显著降低了空腔壁面声压级(sound pressure level, SPL), 0.95Ma工况下最多可达30 dB。基于对跨声速耦合流场流动规律的认知, 设计了耦合流场的3种流动控制方案。对比结果发现:空腔前缘斜坡有利于促进激波振荡与空腔流动的相互抑制作用, 进而降低空腔壁面脉动压力水平。跨声速激波振荡与空腔流动耦合流场分析可为新一代飞行器研制提供一定支撑作用。
基于对火箭发射过程中高温燃气对导流槽表面烧蚀机理的研究, 提出了一种用于预测导流槽表面最高温度的创新算法。该算法采用拉丁超立方采样技术获取样本数据, 拟合样本计算结果由Kriging拟合算法构建代理模型, 以预测不同型面参数下导流槽表面的最高温度值。结合样本数据分析与优化构型计算, 进一步分析了导流槽结构尺寸参数对其表面温度分布的影响规律。在建立代理模型的基础上, 以遗传算法计算获得基本段直段长度为2 084.2 mm、导流面曲率半径为2 276.0 mm、导流面倾角为62.2°时, 导流槽表面温度达到最低值。通过对不同导流槽尺寸参数组合下的燃气流场进行数值模拟, 研究了导流槽表面的高温区和高压区分布特征, 并对优化构型与原最优工况在压力梯度等方面进行了对比分析。结果表明, 在导流槽外侧区域, 由于燃气直接冲击形成的高温区和高压区较为集中;与优化构型相比, 原最优工况在外侧附近的压力梯度分布更为显著, 对燃气流动起到了一定的阻碍作用, 导致燃气经过压缩后温度升高, 从而使得导流槽表面温度维持在一个较高的水平。文中研究结论为火箭发射装置导流槽的优化设计提供了理论依据。
针对直升机上仰发射航空火箭弹存在的落点精度差问题, 通过仰射作战机理分析提出了一种上仰发射改进方式, 基于国外公开的武装直升机及航空火箭弹参数建立了弹道与毁伤效能仿真模型, 选取上仰和平飞发射典型条件进行射程、散布、毁伤效能对比分析。仿真结果表明, 上仰发射改进后的航空火箭弹攻击距离可达到9 km, 同时纵向散布呈减小趋势, 组有效毁伤面积是平飞条件下的3倍。文中所提的改进仰射作战方式及火控、稳瞄优化建议对直升机仰射作战应用具有一定的指导意义。
典型无控靶弹采用固体火箭发动机助推方式飞行, 通过发控设备实现地面点火发射。采用故障树分析法, 对发控设备在试验中出现的时统信号传输异常问题进行故障诊断和定位。首先对由点火控制器、电池盒、安全控制盒、笔记本电脑、无线电台等组成的发控设备的工作原理进行分析, 描述了时统信号传输异常的故障现象。然后针对时统信号传输链路特点, 建立故障树模型, 对各底事件开展定性分析, 通过逐一验证和排查, 确定了故障发生原因为点火控制器CPU软件中输出时统信号的逻辑上存在写冲突, 导致在特定触发条件下的时统信号脉宽小于101 ms, 不满足靶标端电台对信号输入的要求。分析了故障产生机理并复现了故障现象, 同时针对故障原因采取有效措施进行设计改进。测试结果表明, 改进措施有效, 提高了设备的可靠性。
