为深入了解预爆轰式连续旋转爆轰发动机点火起爆机理,基于连续旋转爆轰发动机试验平台进行了一系列预爆轰管点火试验和连续旋转爆轰发动机点火起爆试验研究,基于OpenFOAM开展了预爆轰管内初始爆轰波进入发动机环形燃烧室传播过程的数值模拟研究。结果表明:试验研究中,初始爆轰波进入环形燃烧室后波峰压力值迅速降低,爆轰波膨胀解耦并衰减为燃烧波; 初始爆轰波进入环形燃烧室后,并未直接形成旋转爆轰波,而是存在“初始爆轰波解耦—DDT—触发旋转爆轰波”过程; 在总质量流量为380 g/s左右时,随着当量比从0.65提高至0.95,DDT时间迅速从20 ms以上下降至2 ms以下; 当总质量流量下降至280 g/s附近时,出现了旋转爆轰波峰值压力大幅波动等旋转爆轰波不稳定传播现象。数值模拟中,初始爆轰波进入环形燃烧室后逐渐衰减,形成首道激波,该激波在燃烧室内壁面反射后形成反射激波,并伴随首道激波传播; 首道激波在传播过程中在燃烧室进口端面发生反射形成反射激波,该反射激波最终在周向约90°位置处衰减至消失。

为了更好地实现某型导弹发射装置托架轻量化,结合多体动力学并基于SIMP法的拓扑优化理论,运用OptiStruct平台对托架进行拓扑优化设计。根据导弹发射精度要求,建立了优化约束条件,得到了典型射击工况下托架的最佳材料分布和传力路径。考虑工程应用实际情况,得到了托架优化模型。参考比刚度结构效能,建立了结构刚度评价标准,对优化前后托架模态、发射动态响应以及导弹初始扰动等进行了对比分析。结果表明:与初始模型相比,优化后的托架比刚度效能增加了27.8%,质量减小了28.6%; 该方法提高了托架一阶模态频率,降低了托架与发射筒的共振效应对导弹初始精度的影响。

为分析油机振动对轮式车载高精度武器发射指向精度的影响,分析了发射车的结构布局。在考虑底盘悬架、轮胎弹性和油机支架柔性以及锁紧销座内部摩擦的基础上进行受力分析,建立了发射车刚柔动力学模型。根据油机振动试验数据施加振动载荷并建立了校验模型,仿真分析了油机振动在发射车上的传递特性,以及发射装置随动调转-悬架轮胎弹性-油机振动冲击复合激励下的发射指向精度。仿真结果表明,悬架和油机支架柔性对油机振动吸收作用明显; 油机振动传递至发射装置后,其残留振动仍会影响发射指向精度。

针对传统液压式火炮制退机存在制退液失效和泄漏的问题,通过仿真分析直线型Halbach阵列的磁场分布特性,提出了一种基于Halbach永磁阵列的电涡流阻尼器结构。通过引入火炮后坐运动方程,建立了电涡流阻尼器涡流阻尼力数学分析模型。利用Comsol软件建立了电涡流阻尼器动力学有限元仿真模型,计算出火炮后坐运动过程中的后坐速度、后坐阻力和后坐位移,分析了电涡流阻尼器关键尺寸参数和同轴偏心误差对阻尼特性的影响。仿真结果表明:在炮膛合力和复进机力共同的载荷激励作用下,该电涡流阻尼器可以满足火炮后坐运动特性。

介绍了某火炮弹协调器的工作原理,运用ADAMS软件创建了弹协调器的多体动力学模型,运用AMEsim软件建立了弹协调器液压仿真模型,通过软件间接口建立了co-simulation模型。以ADAMS为主控制软件,对系统的动态工作过程进行联合仿真。设置液压泵内泄漏、减压阀堵塞、液压缸内泄漏等典型故障,并以此为基础进行仿真,得到了不同参数对仿真结果的影响。该方法能较为准确地反映装填系统的主要性能指标和系统实际运行特性,可为后续的研究提供基础。

为准确拟合坦克随动系统的动态特性,优化综合性能,获得更好的控制跟踪效果,建立了坦克随动系统轴间耦合负载非线性动力学数学模型、方位子系统驱动端数学模型、俯仰子系统驱动端数学模型。采用基于Modelica语言的仿真软件Mworks建立坦克随动系统的仿真模型库,并进行仿真研究。结果表明:基于Mworks建立的模型能够准确地对坦克随动系统进行仿真验证,稳定精度满足坦克随动系统的要求; 基于Mworks的坦克随动系统建模简便、直观,随动系统间的复杂关系可通过Mworks中各子模块直接建立,且建好的坦克随动系统综合动力学模型重复利用性好,提高了建模效率。

为提高大口径自行加榴炮身管寿命和射击精度等总体关键性能指标,以反后坐装置全对称布置且混合膛线的某大口径自行加榴炮为例,研究了火炮身管烧蚀磨损对火炮动态响应的影响。在对内膛测径数据分析的基础上提出了烧蚀身管建模方法。建立了不同烧蚀状态身管有限元模型,在此基础上进行了数值仿真,得到了膛内时期火炮的动态响应,以及膛内时期弹丸导转侧力矩、定心部力、炮口振动随烧蚀磨损的变化关系。分析了烧蚀磨损状态对火炮动力学响应的影响,结果表明,随着烧蚀磨损增大,弹丸的定心部力逐渐增大,炮口振动位移增加不明显,炮口振动速度有所增大。研究结果对该类火炮的总体结构设计具有一定的参考价值。

针对惯导测量弹道数据存在累计误差的不足,基于最优模糊系统构建了惯导测量弹道修正模型。通过遥测弹道数据和高精度GNSS数据构造的输入-输出数据对进行模糊系统设计,以导弹飞行试验的高精度弹道数据和惯导测量数据作为学习目标和样本来训练模型,采用最近邻聚类法建立修正模型模糊规则库。以惯性高度修正为例,验证了该方法的有效性,补全了光测和GNSS测量缺失段落的外弹道处理数据,修正了惯导测量弹道数据随时间累积的误差。

为研究加装了固定鸭舵修正组件的双旋火箭弹的气动特性,采用ANSYS Fluent软件计算弹体周围流场,采用滑移网格方法模拟弹箭旋转运动,在验证数值方法的基础上,对超声速下无鸭舵、鸭舵修正组件不旋和鸭舵修正组件反旋3种状态的双旋火箭弹进行数值模拟,重点分析了鸭舵修正组件对全弹和部件侧向力的影响。计算结果表明:加装鸭舵修正组件后,全弹阻力系数和法向力系数增加,侧向力系数随攻角大幅增加; 弹体侧向力受鸭舵的影响最大,也是全弹侧向力的主要组成部分,尾翼次之,修正组件产生的侧向力最小; 加装修正组件后,鸭舵尾涡与弹体体涡相互干扰是弹体和尾翼侧向力增加的主要原因。

针对带扰流片旋转稳定弹转速很高造成运动响应方向与控制力作用方向存在偏差,导致制导方法设计困难的问题,为发展适用于带扰流片旋转稳定弹的制导方法,提出了一种基于速度追踪和参数优化的制导律。根据带扰流片旋转稳定弹的六自由度弹道模型,仿真分析了在制导律作用下弹丸的弹道特性和命中精度。仿真结果表明:所设计的制导律能够导引弹丸命中目标,满足控制精度要求,可有效减小干扰条件下的落点散布,提高射击密集度,且控制过程中扰流片方位角变化平缓,易于实现。

为了得到可控姿态离散杆战斗部的杀伤效能,以某武装直升机目标为例,分析了直升机的功能、结构、要害部件及其毁伤准则,建立了可控姿态离散杆战斗部的威力表征模型。研究了杆条战斗部对直升机目标杀伤面积的计算方法,分别计算了不同交会条件下可控姿态离散杆战斗部对直升机目标的杀伤面积。研究结果表明:弹药水平命中偏航角45°直升机目标时,KK级杀伤面积最大,弹药迎头攻击(目标偏航180°)时,弹药杀伤能力最弱,直升机C级、A级、KK级对应的杀伤面积分别为目标偏航45°时杀伤面积的49.6%,66.8%和11.2%; 滚动角对弹药杀伤面积影响较小; 弹药终点速度在550～1 050 m/s范围内时,随着终点速度的增加,C级和A级对应杀伤面积逐渐减小,分别减小19.4%和5.7%; KK级对应的杀伤面积先增大后减小,终点速度为850 m/s时弹药杀伤能力最强。

针对炮射环境下弹载天线的可靠性问题,设计了一种弹载天线的安装结构和固定方式,选取了热传导模型、初始条件和边界条件,在此基础上进行结构热力学分析,并对固定方式进行了理论验算。对天线结构和粘贴面的受力情况进行了仿真验证,结果表明,所有的作用力均小于结构的许用应力。采用高转速试验台并加电对天线在转速环境下的可靠度进行测试,实验结果表明,旋转加电和静态加电2种加电方法测试所得天线电压变化幅度很小,天线结构可靠。

为了减小可编程电子时间引信计转数测速误差,提高炸点精度,分析了现有平均值法转数数据提取策略对干扰数据无法有效剔除的情况,考虑到中位数不受干扰数据影响并可准确反映出主体数据特性,提出了一种利用中位数法对引信转数数据提取的方法,并将该方法与快速排序法相结合,提高了软件执行速度。为了验证所提方法的有效性,设计了模拟引信测速系统。采用多组靶场回收到的弹道数据进行验证,结果表明,中位数法引信测速值与雷达测速值测速偏差率为0.21%,采用平均值法测速偏差率为0.975%。采用该文中位数法对转数数据进行筛选,提高了引信测速精度,可为计转数测速引信的设计提供参考。

为更好地评估四轨电磁发射器的发射性能和使用寿命,研究了平面型轨道-平面型电枢、凸面型轨道-凹面型电枢、凹面型轨道-凸面型电枢3种不同构型电枢和轨道的受力和变形。构建了四轨电磁发射器的物理模型,在此基础上推导了电枢和轨道的受力和变形理论计算公式。采用有限元方法,分析了电枢和轨道所受的电磁力和变形。仿真结果表明,不同构型的枢轨受力和变形有较大差别:凹面型轨道能够提供较大的电磁推力,但其变形量较大; 平面型轨道提供的电磁推力一般; 凸面型轨道提供的电磁推力较小,但其变形量较小。仿真计算结果可为满足不同的发射需求提供一定的设计思路和参考。