结合数值仿真和柔性材料气动力修正算法,分析了刚性伞稳定式子弹的气动力特性。基于多面体网格模型进行了仿真,并采用有限体积法和SST(Shear-Stress Transport)湍流模型。飘带伞弹和丝绳伞弹的气动特性计算结果表明,由于飘带的摆振效应,亚音速时飘带伞弹的阻力系数大于丝绳伞弹,而超音速时由于飘带对弹底回流的阻滞,飘带伞弹的阻力系数小于丝绳伞弹。计算结果与试验数据的对比证明,本文所建立的分析方法是合理、可行的。

针对末修弹脉冲修正特点,研究了脉冲横流对末修弹道特性的影响规律。建立了末修弹横向喷流工作时的气动弹道模型,计算了脉冲力的作用位置对末修弹轨迹、速度和攻角特性的影响关系; 在获得横向喷流工作对末修弹气动特性影响规律的基础上,对比分析了脉冲横流产生的干扰气动力、干扰气动力矩及这两种因素的综合对末修弹道参数的影响关系。结果表明,干扰气动力对末修弹道特性的影响不大,干扰气动力矩对末修弹道特性的影响明显,而影响程度与脉冲作用位置有关。

为研究鸭式布局导弹滚转控制时鸭舵下洗在尾翼上引起的滚转力矩,并揭示该力矩引起的侧向气动力的特性,对鸭式布局导弹进行了滚转控制的风洞实验,得到了鸭舵洗流对侧向气动特性的影响规律; 以三维Navier-Stokes方程为控制方程,对滚转控制时导弹的流场进行了数值模拟,得到与风洞实验相似的侧向气动特性的变化规律。分析了滚转控制时引起的导弹各部件表面压力和侧向力分力,结果表明:侧向力是由鸭舵洗流在弹身左右两侧不对称干扰引起的; 侧向力和偏航力矩随滚转舵偏角的负向增大而增大。

单座密集阵近程武器系统(CIWS)在传统集火跟踪射击方式下难以拦截高超音速导弹(HM),针对此问题,提出了一种连续跟踪、多点瞄准、集火射击的拦截模型,阐述了多点瞄准连续射击体制的原理,给出了易于工程实现的多瞄准点构造方法。在HM与CIWS的动态对抗中,建立了HM在不同飞行速度及入射角下的受弹圆模型,对比分析了2种射击体制下CIWS对HM的平均命中弹数和拦截概率。实验结果表明,采用多点瞄准连续射击方法,CIWS对HM的平均命中弹数比传统方法略低,但对HM的拦截概率要比传统方法提高28%～32%,研究结果为HM的末端拦截策略提供了一种新的技术参考。

通过风洞实验研究了头部喷流喷咀布局形式及喷流压力比对复合增程弹气动特性的影响。实验马赫数为2.0、2.5和3.0,迎角为0～6°,喷流压力比为0～180,喷流介质为冷空气,喷咀布局形式包括3种不同的喷咀倾角和4种不同的喷咀数量。实验结果表明,喷流后复合增程弹阻力系数下降(个别工况除外),升力系数增加,压心明显后移; 喷咀倾角及喷咀数量增加,复合增程弹阻力系数均下降,喷咀倾角为30°、喷咀数量为4个时升力系数增加幅度最大、压心后移量最大,而其他喷咀倾角和喷咀数量时升力系数和压心的影响均基本相同; 随着喷流压力比增加,复合增程弹阻力系数下降,而升力系数和压心变化不明显。

为了提高火箭弹攻击地面目标的毁伤概率,以满足终端落角约束的要求,针对火箭弹飞行控制过程中采样周期短、系统动态变化快的特点,考虑系统状态噪声和观测噪声等随机因素的影响,基于随机系统最优控制理论,设计了一种最优末制导律。对3种攻击目标情形下某远程制导火箭弹的末制导段进行弹道仿真与分析。仿真结果表明,该最优末制导律能够满足大弹着角这一约束条件,火箭弹能够精准地命中预定目标,且弹道终段过载较小。

为解决飞航导弹边界发射条件下导引头无法快速捕获跟踪目标的控制律设计问题,建立了控制律不确定性优化设计模型,开展了动力、气动、环境和火控等多学科系统分析模型的不确定性研究,采用基于约束条件转移的不确定性优化设计方法进行求解,得到了稳健、可靠的最优控制律参数。飞行试验结果表明,与原设计方案相比,导弹转平飞结束时间提前了6.1 s,保证了导弹转平飞后导引头快速捕获跟踪目标。

临近空间拦截弹执行机构饱和影响控制系统的响应性能,针对此问题,提出了基于NLMIs鲁棒最优的控制系统设计方案; 建立执行机构饱和算子模型并给出控制系统结构,引入顶点多项式理论给出控制系统数学模型,通过定理给出非线性控制系统的鲁棒最优控制器结构,利用迭代算法把NLMIs转化成LMIs,基于LMI凸优化理论获得控制器解,定点仿真验证了该算法的合理性。仿真结果表明,所设计的非线性控制系统是鲁棒最优的设计。

基于PISO算法和VOF方法,引入空化模型模拟气液两相间的相变过程,采用有限体积法离散N-S方程,对带尾翼水下航行体超空泡流进行了三维非定常数值模拟研究。计算了超空泡特征外形轮廓,并将数值计算结果拟合与经验公式对比,两者一致性较好。在此基础上,分析了空化数、尾翼结构对水下航行体超空泡形态特性的影响。研究结果表明,小空化数下,尾翼结构对超空泡形态影响不大,随着空化数的增大,航行体表面形成双空泡形态,容易导致航行体的失稳。所得结果为深入研究带尾翼水下航行体的运动稳定性、超空泡减阻特性等问题提供理论参考。

为了准确分析加速度传感器的安装误差及横轴灵敏度对射程修正的影响,以六自由度刚体外弹道模型为基础,建立了弹丸轴向加速度理论模型,并通过公式推导及简化得到弹丸轴向加速度的输出误差公式,该项误差较大,与弹丸转速的平方近似成正比,比例系数C的获取是补偿该项误差的关键。仿真分析得到了简化模型与实际理论模型的误差曲线,验证了简化模型的正确性,研究结果为弹丸轴向加速度的精确测量提供了相应的理论基础。

GPS信号的突变故障会严重影响甚至破坏GPS/INS组合系统的导航性能。针对此问题,提出了两级故障检测与隔离算法。首先利用开方检验法对系统层面上的故障进行探测,然后结合w检验法对系统内部故障进行定位与隔离。与单一的开方检验法比较,该方法有效降低了故障检测的误警概率,实现了子系统内部故障的正确定位与隔离。仿真结果表明,本文提出的改进算法能够有效地利用多余观测量,从而提高了组合导航系统的抗差性能。

为了探索新型复合装甲抗射流侵彻的规律,采用Ф56 mm成型装药基准弹,通过剩余穿深DOP实验,研究了不同倾角(0°,30°,45°,60°)条件下陶瓷/橡胶复合装甲抗射流侵彻的防护能力,分析了射流侵彻后复合靶板变形、射流侵彻后速度变化、鉴定板开坑及剩余穿深,得到了射流剩余速度和剩余穿深随倾角的变化曲线,讨论了陶瓷/橡胶复合装甲抗射流侵彻的规律,以及倾角、陶瓷上层靶板材料、橡胶夹层材料对其抗射流侵彻原理。结果表明,由于陶瓷材料的质量防护因数大于钢,以及橡胶材料的低阻抗性质,与等质量均质钢装甲相比,陶瓷/橡胶复合装甲具有优良的抗射流侵彻性能,各层材料对复合靶板抗射流侵彻性能有很大影响; 60°倾角时陶瓷/橡胶复合装甲具有最优的抗射流侵彻能力。

为研究串联随进战斗部斜侵彻钢板的作用过程,合理设计串联随进战斗部结构,分析了斜侵彻的影响因素,设计了串联随进战斗部和试验方法,开展了串联随进战斗部在20°着靶角条件下斜侵彻50 mm厚装甲钢板的试验研究。研究结果表明,通过合理设计前级装药结构、隔爆和泄爆机构,增加随进子弹的结构强度,可以扩大串联战斗部有效作用的速度范围,改进后的战斗部可以在20°着靶角条件下且着靶速度为220～300 m/s的范围内,有效作用于50 mm厚装甲钢板。

研究了折状夹芯倾角分别为30°、45°、60°的复合靶在不同入射角度的靶板性能。基于射流侵彻复合靶过程中的能量损失、后效靶剩余穿深及复合靶质量防护系数,分析了不同靶板各组成部分的吸能特性。通过56 mm基准弹垂直侵彻后效靶和射流以60°侵彻不同靶板的试验研究,验证了仿真结论的可靠性。研究表明,60°倾角复合靶抗射流性能最优,45°复合靶次之,30°复合靶最小。随着夹芯倾角的增大,夹芯板吸能由0.85 kJ增加到1.58 kJ,橡胶吸能由1.42 kJ减小至0.79 kJ。该结构复合靶板具有优异的防护性能,可以作为一种新型轻型防护装甲。

为设计一种新的组合结构杆式侵彻体,在着靶速度800～1 400 m/s段对碳化钨长杆体垂直侵彻半无限钢靶的侵彻特性进行了研究。采用有限元程序AUTODYN和自定义强度的碳化钨本构模型,进行了与实验相对应的数值仿真,模拟计算得到的侵彻深度和弹坑形状与实验结果符合良好。进一步分析了碳化钨长杆体侵彻半无限钢靶的过程,得到了不同着靶速度下的杆体质量和侵深随侵彻作用时间的变化规律。结果表明,碳化钨杆体单位侵深所消耗的杆体质量低速段小于高速段,为组合结构杆式侵彻体的设计提供了依据。

为研究末敏子母战斗部对导弹阵地毁伤效能的评估方法。建立了地空导弹阵地目标等效靶模型,分析了母弹和末敏子弹药的工作过程及作用原理,基于Monte-Carlo方法建立了末敏子母战斗部单发毁伤概率模型,利用C++编写了战斗部的毁伤概率计算程序并进行了实例计算,获得了战斗部开舱高度、弹道倾角、子弹抛撒速度、子弹探测高度等参数对毁伤概率的影响规律。研究结果可为末敏子母战斗部的设计与优化提供数据支持,同时也为相关问题的研究提供参考和借鉴。

为了探索整装式液体炮中增强燃烧稳定性的控制方法,建立了高压燃烧推进实验系统,进行了圆柱型和阶梯渐扩型燃烧室边界下的燃烧推进实验,通过燃烧室动态压力测量结果,分析了边界形状对燃烧室压力振荡的影响。实验表明,采用阶梯渐扩型边界可减弱整装式含能液体的燃烧压力振荡,渐扩结构因子ΔD/L、渐扩级数对燃烧推进过程也有影响,设计合适的ΔD/L有利于减小压力振荡,提高燃烧稳定性。

采用高速摄影仪对HTPB推进剂火焰结构进行了实验研究。实验首先利用高速摄影仪的曝光时间控制,滤掉火焰强光影响,得到燃烧质点清晰图像; 其次,利用连续的图片,基于图像处理技术以及匹配概率算法,获得了燃烧质点数量分布和速度分布; 最后,依据流场的连续性建立燃烧火焰二维空间速度分布剖面模型,基于燃烧质点二维平面粒子坐标以及每个粒子的速度,确定其三维空间位置,进而构建了稳态燃烧状态下火焰的结构模型。研究表明,正在燃烧粒子的速度和数量均呈现正态分布规律。

为研究药床透气性对大长径比、高装填密度中心点传火管点传火性能的影响,建立了奔那药管+小粒黑混合装药结构的一维两相流模型,通过计算结果与测试结果的对比验证了模型的正确性,计算了不同奔那药管比例下的点传火过程,分析了药床透气性对点传火性能的影响。结果表明,采用奔那药管+小粒黑的混合装药结构能改善大长径比、高装填密度下点火药床的透气性,利于火焰的快速传播,明显缩短了点火时间,提高了点火一致性及均匀性,但是需合理控制奔那药管与小粒黑的比例,比例过高虽然会缩短点传火的时间,但同时会带来过大的点火压力。

为研究底排弹出炮口时瞬态压力卸载对底排装置燃烧场的影响,针对底排模拟装置,建立了二维轴对称非稳态模型,采用CFD软件对该装置在不同压降速率下的内流场特性进行了数值计算,分析了泄压前燃烧室不同初始压力对底排燃烧室内压力、温度和密度分布特性的影响。结果表明:初始压力越高,泄压时燃烧室最大降压速率越大,燃烧室轴线上的压差也越大,底排药剂燃烧产生的高温燃气对燃烧室内温度分布的影响越强,排气孔出口处燃气质量流率越高。在降压过程后期,不同工况下燃烧室轴向的压力和速度差异减小,而径向的温度差异增大,密度差异减小。

为研究基于电磁阀控制下的以高压氮气作为驱动能源的机载氮气弹射系统的工作性能,建立了相应的数学物理模型。运用气体动力学理论,仿真分析了该弹射系统推动悬挂物直至其完全脱离载机的整个运动过程。对该装置中电磁阀的衔铁初始气隙距离、主阀芯出口气流通径、衔铁内腔小孔直径和主阀芯中间小孔直径4个结构参数对弹射性能的影响规律进行了仿真计算与分析。仿真计算结果表明,运用该数学物理模型能较好地模拟实际的弹射过程,为该结构氮气弹射系统的后续设计开发与优化提供了理论依据。