基于均质平衡多相流理论,建立了水下高速射弹超空泡形成过程的数理模型,对12.7 mm口径射弹进行了水下射击试验,验证了模型的合理性。对不同速度的76 mm射弹进行了数值模拟。结果表明:在弹丸表面,沿轴线各点依次产生空化现象,但在弹丸头部区域内各点水蒸气含量呈线性增加; 在弹丸圆柱部区域,各点水蒸气含量先快速上升至0.3～0.4,随后维持平台期,再快速上升。射弹速度越快,平台期越短,超空泡形成得越快,超空泡形成时间满足指数型变化规律。在弹丸头部,空泡发展速率由快速的线性衰减阶段过渡到近似呈缓慢线性衰减的阶段。射弹速度越快,空泡发展速率越高,第一阶段中衰减得越快,衰减幅度也越大,而第二阶段中的衰减速度几乎不变。在弹丸圆柱部,空泡发展速率的变化分为快速衰减阶段与缓慢衰减阶段。射弹速度越快,空泡发展速率越高,第二阶段中衰减得也越快。弹丸表面摩擦阻力系数变化特性与弹丸圆柱部空化特性相对应。弹丸速度越快,阻力系数衰减越快,达到稳定时的值也越小; 当速度高于1 100 m/s后,阻力系数达到稳定的时间几乎不变,达到稳定时的数值变化也不大。

为了获得头型及材料弹性对圆柱壳入水过程中头部变形、压力分布、入水空泡形态及入水运动状态的影响,采用ALE方法,基于有限元软件ANSYS\LS-DYNA,对平头、120°锥角、90°锥角弹性圆柱壳的入水过程进行了数值模拟,对平头弹性圆柱实体和平头刚性圆柱壳进行计算,并对模拟结果进行对比。结果表明:入水过程中空泡直径随着锥角的增大而增大,锥角越大,圆柱壳上表面的变形越大,最大变形出现的时间越早:平头弹性圆柱壳在0.1 ms时出现最大变形0.84 mm,120°锥角弹性圆柱壳在0.3 ms时出现最大变形0.54 mm,90°锥角弹性圆柱壳在0.5 ms时出现最大变形0.43 mm; 下表面受到的压力越大,圆柱壳的速度衰减越快; 平头圆柱壳下表面的变形与振动频率大于上表面; 上表面的变形是由惯性引起的,下表面的变形是由流体冲击力引起的。

针对未来海上平台发射大口径抛射体入水冲击载荷问题,为了研究速度接近200 m/s时,不同速度、入水角度以及攻角对大口径平头弹体入水径向载荷以及轴向载荷的影响,基于LS-DYNA软件,采用多介质ALE方法,对速度在150～190 m/s,入水角度在45°～60°之间,具有3°～7°攻角的弹体入水模型进行数值模拟。结果表明:在同一入水速度的情况下,轴向载荷峰值随入水角度的增加而增加,径向载荷峰值随着入水角度的改变有一定的波动; 在入水初期,径向载荷到达峰值后慢慢趋于稳定并收敛于0; 径向载荷的峰值出现在轴向载荷撞水瞬间产生的第1次小峰值时刻; 正攻角会使弹体产生顺时针旋转的径向载荷,负攻角会使弹体产生逆时针旋转的径向载荷,载荷大小随着攻角数值大小的增大而增大。

为研究高旋二维弹道修正弹舵控后的攻角与速度偏角的特性,通过在无控弹角运动基础上增加控制组件提供的控制力和力矩,建立了其角运动方程,对起始扰动作用、瞬时控制力作用、长时间控制力作用下的弹丸攻角、速度偏角规律进行了分析。数值计算结果表明:高旋二维弹道修正弹受瞬时控制力作用时,产生的平衡攻角、平均速度偏角的方向与瞬时控制力方向大致相反; 在固定方位舵控力长时间作用下,平衡攻角、平均速度偏角方向与控制力方向近似成180°,相差一个小的角度; 攻角运动是由舵控力产生相反方向的攻角与重力产生向右的动力平衡角合成的,该攻角运动规律将影响弹道的质心运动。研究结果为高旋二维弹道修正弹的控制策略与控制方案设计提供了理论依据与参考。

为准确获得某固定鸭舵修正弹的气动特性,利用CFD数值计算方法对该弹的流场进行数值模拟,采用密度基隐格式与滑移网格技术,计算弹丸在静态、转动和慢圆运动下各项力和力矩的气动系数。仿真结果表明:该弹的升力系数与俯仰力矩系数的非线性气动特性与一般旋转稳定弹不同,俯仰力矩系数非线性项在亚声速区域为正值,超声速区域为负值; 该弹修正组件所受导转力矩系数在跨声速段随攻角的变化较为剧烈,在非跨声速段的变化较为平缓; 全弹的升力和俯仰力矩与修正组件滚转角、全弹进动角和进动速率都有关。

为了提高弹药射击精度,采用脉冲推冲器和阻力板作为修正执行机构对弹道进行修正。针对不同修正方案,建立了各自对应的的六自由度弹道模型,设计了以落点预测为基础的控制策略。在分析、比较单一执行机构弹道修正特点的基础上,提出了组合修正方案。以某型火箭弹为应用对象,对不同修正方案的弹道修正效果进行了仿真实验。结果表明:脉冲推冲器对横向偏差修正效果明显,对纵向偏差修正能力不足; 阻力板对纵向偏差修正效果明显,无法消除横向偏差; 组合修正方案对横向偏差和纵向偏差都具有较好的修正效果,能将火箭弹的圆概率误差提高到28 m。最终通过飞行试验对上述结论进行了验证,结果验证了组合修正方案对弹道修正的有效性。

为研究稀薄流区域内空腔内流场的流动特性,采用非结构网格直接模拟蒙特卡洛方法(DSMC)对临近空间不同高度下的不同几何形状空腔进行模拟。模拟条件:高度分别为50 km,60 km,70 km,80 km,90 km; 空腔的长度与深度之比分别为1,2,3,4,5,6,7,8,9,10; 壁面的倾斜角为30°,45°,60°,75°; 来流的马赫数分别设置为5,10,15,20。模拟结果表明:不同的几何形状对空腔内的再循环区域有着显著的影响; 稀薄流区域内不同高度和速度下,空腔内流场的流动结构会在特定的长深比发生类型转变。此外,研究发现改变空腔壁面的倾斜角度可以消除空腔内的再循环区域; 30°以下的角度为适合的倾斜角度。

为了解决固体火箭推进剂高温高压燃气输运系数难以实验测量和理论预估的实际问题,考虑燃气中含有H₂O、HCl、SO₂等强极性组分和H₂等轻质组分,通过大量文献实例验证,归纳了适于这些组分及其混合物在高温高压条件下的黏性系数和导热系数计算方法,计算了双基推进剂(DB)、改性双基推进剂(CMDB)和复合推进剂(CP)3种主要固体推进剂燃气在不同温度(1 500～3 800 K)和压强(8～20 MPa)下的黏性系数、导热系数和普朗特数,得到了固体火箭发动机燃气黏性系数和导热系数随温度变化的幂指数函数规律和典型普朗特数取值。所得结果对于促进高温高压气体混合物输运性质的深入研究、火箭发动机燃烧及其内外流动仿真,均具有重要的实际应用意义。该方法没有考虑凝聚相对输运性质的影响。

为了克服独立编程实现内弹道两相流程序存在仿真周期长、代码复用率低以及不具备复杂计算域求解能力等缺陷,该文在开源有限体积软件(OpenFOAM)框架中开发了三维内弹道两相流求解器; 对内弹道两相流求解器正确性展开了三方面验证,即压力波捕捉能力验证、全域守恒性验证、内弹道试验验证; 对中心炸管式抛撒系统点传火过程进行了仿真分析。仿真与试验对比结果表明,该文所开发的三维求解器为内弹道问题数值分析提供了高效且具备求解复杂计算域能力的仿真工具。

为了研究超高强度钢G31的动态力学性能,通过对G31钢进行动、静态力学性能实验,得到G31钢的动、静态力学性能,并由实验数据拟合得到了G31钢的本构方程。通过金相显微镜观察了实验前后试样的金相图。结果表明:在动态压缩条件下,G31的力学行为表现为变形初期的应变强化阶段和变形后期的温度软化阶段; 在变形后期实验曲线与拟合本构方程曲线有较大差异。仿真对比分析结果证实,变形温升是造成该差异的主要原因。观察金相图发现,材料在较高应变率下发生绝热剪切断裂,并由相关理论计算得到了试件的绝热剪切断裂阈值范围。

采用近场动力学方法研究材料冲击破坏动态行为,针对常规键基近场动力学模型对材料泊松比的限制,借鉴有限元Euler-Bernoulli梁单元模型,在键基近场动力学模型的基础上加入物质点间相对转动效应,建立了新型Beam-based近场动力学本构模型,推导了二维和三维条件下Beam-based近场动力学模型微弹性模量矩阵。为了验证新型模型在冲击动力学中的适用性,研究了不同泊松比矩形板的二维冲击响应,结果表明矩形板位移响应与有限元结果一致。建立了三维Kalthoff-Winkler冲击破坏模型,获得了裂纹扩展角度和发展过程,结果表明:该文模拟的裂纹扩展过程与实验结果符合较好,新型Beam-based近场动力学模型有效拓展了传统键基模型的应用范围,并为冲击动力学问题研究提供了一条新的途径。

为了研究变体飞行过程中不同的气动结构对控制系统产生的影响,利用多刚体动力学对飞行器各个通道进行建模,通过对变体过程气动参数的研究,探寻变体飞行器不同变形状态的升阻比变化规律,推导了飞行器实现最佳控制品质的控制律。设计了线性二次型控制器,并通过Simulink进行仿真验证,结果表明:计算条件下变体飞行器的最佳升阻比可以改变36%,收敛快速性可以提高128.61%; 通过变体,飞行器可以大幅度改变升阻特性,系统稳定性和收敛快速性都得到了很大提高。

针对现有鱼雷过靶弹道测量技术受海况影响大和建设维护难的问题,利用鱼雷电磁场辐射源作为定位信号,提出了一种基于最小二乘拟合法的鱼雷定位测量方法。该方法通过在靶船两舷布设磁传感器阵列测量鱼雷辐射电磁场以推算鱼雷位置,分别模拟鱼雷纵穿过靶、横穿过靶、斜穿过靶3种态势,利用最小二乘法按时序将坐标点拟合形成鱼雷近场航行轨迹(即过靶弹道)。采用该方法进行了陆上试验验证,结果表明该方法可满足鱼雷典型过靶态势下的定位精度要求,在鱼雷研发、部队训练、靶场建设等方面有实际应用价值。