采用数值方法对再入飞行器进行在线轨迹规划时,计算量大,针对此问题,研究了一种基于解析方法的滑翔式再入轨迹规划方法,该方法能够快速规划出高精度的滑翔再入轨迹。基于飞行器再入运动特性,对飞行器滑翔再入的阶段进行了划分,并给出了阶段划分依据; 基于运动方程,推导了一类含轨迹参数的滑翔式再入轨迹的高精度解析解; 根据推导的再入运动解析解,将再入相关约束转化为轨迹参数约束; 引入参数校正方法,根据轨迹参数与待飞航程间一一对应的关系,在轨迹参数约束范围内规划出能满足任务需求的再入轨迹。仿真结果表明,分阶段推导的解析解的精度要高于罗赫二阶解,与数值解相近; 基于解析方法的滑翔再入轨迹规划方法避免了数值方法的大量积分运算,并能快速规划出满足任务要求且精度与数值方法相当的滑翔再入轨迹。

为了解决实时弹道测量数据滤波过程中量测噪声统计特性未知且时变的实际问题,对Sage-Husa算法进行了多种改进,提出了改进的Sage-Husa自适应卡尔曼滤波(improved Sage-Husa adaptive Kalman filter,ISHAKF)算法。该算法将量测噪声协方差估计矩阵变换为半正定矩阵和正定矩阵之和的形式,保证了量测噪声协方差估计矩阵的正定性,消除了量测噪声协方差估计矩阵非正定导致滤波异常的缺陷。设计了一种自适应遗忘因子,提升了滤波收敛速度,解决了量测噪声统计特性突变时Sage-Husa算法收敛较慢的问题。对卡尔曼增益矩阵进行了抗差改进,增强了算法的鲁棒性,削弱了野值对滤波效果的影响。分别对正定性改进、遗忘因子改进和抗差改进进行了对比仿真实验,对比结果验证了Sage-Husa算法改进的正确性和有效性。通过ISHAKF算法的实例应用,证明了该算法在实时弹道滤波上,具有更高的实时性、自适应性和抗差性,滤波效果提升明显。

本文采用数值模拟方法研究亚音速和超音速条件下,反安定面展弦比对双鸭式布局导弹的近距耦合效应的影响。建立了数学模型,验证了数值方法,对展弦比为0.3、0.6和0.9的鸭式布局导弹进行了对比分析,重点研究了来流工况为Ma为0.5和2时,在不同攻角、不同展弦比下两鸭舵之间的涡系演变过程,并对舵面法向力和俯仰力矩进行了分析。结果表明:亚音速条件下,当展弦比为0.3时中大攻角以后近距耦合效应产生的增升效果明显,反安定面卷起的下洗涡与鸭舵涡卷绕融合后使之得到明显的增强,涡强度的增强延迟了鸭舵表面的流动分离,提高了失速后的法向力,并随着展弦比增加而提升效果减弱; 当来流处于超音速时,随着展弦比的增加,鸭舵法向力先增大后减小,反安定面在展弦比为0.6左右时耦合效果较好; 同时双鸭式布局反安定面在展弦比0.3～0.9范围内随着展弦比增加,提高操纵性效果越好。

飞行器协同探测相比于单飞行器探测具有精度更高、抗干扰能力更强的优势。传统制导控制设计过程中通常将目标定位跟踪和制导算法进行解耦设计,但实际上制导算法需要实时估计的目标位置等参数作为输入,而制导算法也会影响目标跟踪状态和测量方程的构建以及观测条件,两者存在较高的耦合度。解耦分别设计会造成一定的信息缺失,降低估计和制导精度。针对这一问题,本文构建了一种基于无迹变换的协同探测与制导一体化设计方法,一方面将协同探测目标定位算法引入制导律中,利用融合的目标位置估计均值和方差作为制导算法的输入,将制导过程作为一个随机矢量的非线性传播过程,利用无迹变换获取飞行控制角的均值和方差。仿真实验验证了该方法与传统的速度方向控制滤波算法定位相比,既能提升探测精度,同时满足较低的过载,较好地对飞行器的速度方向和姿态进行控制。

为了研究暴雨条件对弹丸气动性能的影响,本文采用计算流体力学方法对极端暴雨条件下的弹丸气动特性开展数值模拟,通过求解三维定常可压缩的Navier-Stokes方程和k-ε湍流模型来计算流场,利用双向动量耦合的Eulerian-Lagrangian方法对流场中离散的雨滴粒子进行轨迹追踪,并考虑由于气流湍流引起雨滴粒子的随机扩散效应以及雨滴粒子与弹丸表面的相互作用,分析了攻角和液态含水量对M910弹丸和某120 mm迫弹气动参数的影响。研究结果表明,暴雨环境对两种弹丸的升力系数均有较大的影响,当马赫数为0.7时,M910弹丸升力系数最大下降了14.5%,120 mm迫弹升力系数最大下降了21.9%,并且影响程度随着攻角的增大而逐渐降低; 两种弹丸的阻力系数受暴雨影响较小; 由于尾翼的原因,暴雨对迫弹(尾翼弹)的影响程度高于M910弹丸(旋转弹); 弹丸表面形成的不均匀水膜层以及雨滴粒子碰撞导致弹丸边界的动量损失是影响弹丸气动性能的主要原因。

为准确描述坦克行进间的火炮俯仰系统,利用动力学软件RecurDyn建立了坦克行进间多体系统动力学模型,并通过仿真与试验初步验证了模型的可信性。对以永磁同步电机(PMSM)为执行机构的火炮俯仰系统进行了动力学建模分析,并建立了火炮俯仰系统的数学模型。在此基础上,针对传统三环结构控制效果不佳的问题,设计了火炮俯仰位置伺服系统自适应鲁棒控制器,以及对系统扰动进行反馈补偿的干扰观测器,完成了控制器的稳定性分析,并建立了火炮俯仰系统控制模型。最后,通过接口模块实现了坦克俯仰系统的联合仿真。仿真结果表明:本文建立的坦克行进间多体系统动力学模型具有一定的合理性,设计的火炮俯仰位置伺服系统控制策略具有较好的阶跃响应和瞄准稳定性能以及较强的鲁棒性和抗干扰能力。

为评估弹丸侵彻和贯穿中等厚度混凝土介质的能力,在半无限混凝土介质靶体侵彻模型的基础上,考虑混凝土靶背自由面效应,通过构造基于混凝土靶背自由面位置相关的阻力衰减函数,修正弹丸侵彻半无限混凝土靶体的侵彻阻力,建立可以快速预测弹丸侵彻混凝土介质的侵彻深度、贯穿速度和侵彻过载等物理量的工程计算模型。模型中加入混凝土冲塞判据,修正了弹丸临界贯穿情况下的弹丸侵彻阻力,可以预测混凝土靶背发生剪切冲塞现象。用模型对低速(650 m/s)和高速(1 100 m/s)两种侵彻速度弹丸侵彻不同厚度C40混凝土靶板试验工况进行计算,计算结果显示弹丸剩余速度计算值与试验结果绝对值误差小于22.1%,弹丸过载与仿真过载峰值误差小于4.4%; 模型对不同侵彻速度下的有限厚度混凝土靶的临界贯穿厚度进行预测,与NDRC经验公式计算结果对比发现本文模型具有更好的计算精度和速度适应范围。

某火炮发射平台采用取弹装置完成取弹送弹任务,为了分析送弹过程的动态特性以提高自动装填的速度和稳定性,为之后的取弹装置的研发以及质量维护提供故障定位参考,对该取弹装置进行了故障仿真研究。基于供弹系统组成分析和参数耦合关系,建立取弹装置的三维模型,并采用动力学仿真软件和控制仿真软件建立取弹装置的联合仿真系统模型。将仿真结果与实际取弹装置送弹过程的实测数据进行对比分析,验证了建立的联合仿真模型能够准确描述送弹过程的系统特性。对取弹装置进行故障分析方面,采用故障注入方法修改驱动齿轮和轴承的尺寸,建立驱动齿轮的磨损故障和轴承的疲劳剥落故障,以此为基础分别对取弹装置进行故障仿真,得到驱动齿轮不同程度磨损故障以及轴承疲劳剥落故障时取弹装置的动态特性,并与正常状态下取弹装置动态特性曲线图进行对比,证明该模型可以为取弹装置调试过程的故障定位提供参考。

为深入探究四轨电磁发射器双曲电枢结构对接触特性的影响,本文利用有限元分析方法,分别从电枢过盈量、电枢臂末端厚度、电枢喉部厚度等关键结构参数入手,对通电接触特性进行多物理场耦合仿真。针对过盈量的设计,提出一种迭代仿真方法,通过循环仿真对接触压力进行求解,使其与期望接触压力进行比较,从而达到不断逼近最优过盈量的目的; 针对电枢臂末端和电枢喉部的研究,充分考虑摩擦力、洛伦兹力以及初始过盈等因素,采用电磁-结构场耦合仿真方法对通电接触特性进行求解。结果表明:电枢喉部主要用于承受大电流以及强磁场所带来的应力; 电枢臂末端主要用于传导大电流,而电枢头部对通电接触特性影响较小。在一定范围内增大电枢臂末端厚度可改善电接触性能,但电枢臂外扩现象加剧,进而加重枢轨间的磨损和烧蚀; 在一定范围内增大电枢喉部厚度不仅可以改善枢轨间的电接触性能,同时使电枢结构更加稳定。

为提高传统迫击炮的战略机动性和战场多样性,将传统迫击炮座钣与卡车底盘结合,设计一种新的卡车平台嵌入式迫击炮座钣。相比于车载迫击炮,嵌入式迫击炮座钣结构简单,造价低廉,不影响卡车正常载物功能的同时,可实现快速车上发射与地面发射的转换。座钣位于卡车新增横梁上,新增横梁下方与支撑装置连接。采用模块化、参数化的有限元建模方法,建立嵌入式迫击炮座钣和卡车底盘的有限元模型。仿真分析发射载荷作用下不同射向射角时座钣与车架的动态特性,验证设计方案的可行性。为进一步提升轻量化与勤务机动性水平,采用OptiStruct软件对座钣进行拓扑优化。结果表明,优化后的座钣变形量基本不变,重量下降30.2%,应力分布更加均匀,并且各个工况下的最大应力均大幅减少,最大降幅为41.2%。

采用共轴环包式双燃烧室模型,通过数值模拟探讨了尾喷管结构参数对连续旋转爆轰涡喷组合发动机燃烧室及喷管流场结构和性能的影响。采用40%富氧空气为氧化剂,煤油蒸气为燃料,物理模型由外环内径93 mm、外径113 mm、长度85 mm的环形旋转爆轰燃烧室和内腔直径83 mm、长度85 mm的共轴涡喷中心流道组成,计算域包括带有共用等直喷管、独立等直喷管以及2种不同收缩比的拉法尔喷管的连续旋转爆轰涡喷组合发动机的燃烧室和喷管流场。数值结果表明:旋转爆轰燃烧室在发动机带有不同尾喷管时均能够形成稳定自持传播的爆轰波,不同喷管构型对爆轰燃烧室内的流场结构与参数影响较明显。相比于独立等直喷管,对于爆轰波峰值静压与波速的影响上拉法尔喷管起到有效的提升作用,但收缩比的增加会导致预混气喷注不均匀,影响爆轰波自持传播的稳定性; 共用等直喷管则轻微地降低了爆轰波峰值静压与传播速度,提高了预混气喷注区域和波头的高度。在该文所选工况下,较大收缩比的拉法尔喷管能明显地改善喷管出口的状态,对发动机的推力与燃料比冲提升最显著,高达16%。

火炮发射时火药燃气压力将弹丸挤入炮膛,适当的挤进阻力能够减小初速或然误差、提高弹道一致性,是复杂的力学与火药燃烧耦合的过程。经典内弹道理论提出了启动压力假设,当火药燃气平均压力高于启动压力时弹丸开始运动,该假设导致启动压力物理含义不清楚、数值难以确定。本文以弹丸挤进过程和经典内弹道假设为基础,建立了弹底压力冲量与弹丸直线运动动量之间的数学关系,提出了弹底压力的冲量、截尾冲量与虚拟弹丸动量的关系。由于弹丸运动方程的积分形式更能反映出启动压力所具有的冲量物理意义,由此提出了一种确定弹丸启动压力的计算方法。以某大口径线膛火炮发射某榴弹为例,建立了弹丸挤进过程仿真模型,使用光滑粒子流体动力学法对某装药条件下弹带挤进过程进行了模拟,得到了挤进阻力和弹丸运动位移、速度等参数,采用本文提出的数值方法计算了等齐膛线和渐速膛线时弹丸启动压力。在以最大挤进阻力为特征点时,不同膛线形式对启动压力的数值有一定的影响,等齐膛线工况时的启动压力较渐速膛线时的启动压力略大。

为了提升脉冲爆轰发动机的点火性能达到稳定点火起爆的目的,在氮气气氛下采用高压直流滑动弧放电等离子体裂解器对气体燃料-丙烷进行裂解实验。将进气流量中丙烷和氮气的摩尔比定义为载气比,在不同载气比下进行试验,得到丙烷转化率制氢能耗、氢气选择性和裂解产物中不同组分的体积分数,并分析能量输入密度对丙烷转化率的影响。结果表明,当进气流量中的载气比从1降低至0.2时,丙烷转化率由97.4%逐渐降低至91.8%,输入能量密度随载气比的增大逐渐降低; 丙烷/氮气混合气经过等离子体作用后的裂解产物中,氢气体积分数最高,为81.80%,乙炔次之,体积分数为7.90%; 丙烷/氮气混合气裂解产物中碳氢化合物各组分体积分数随载气比的增加有所增大; 当载气比为0.8时,高压直流滑动弧放电等离子体可获得较高氢气选择性的同时,还可以保持较低的制氢能耗。研究结果可对碳氢燃料航空航天发动机辅助点火燃烧提供一定参考。

为准确获得双基药燃烧混合气体生成物的热物性参数,求解火药燃烧产生的高温气体与身管内壁面的对流换热系数以及火炮发射过程中内壁面的温度,根据双基药组分,给出了火药燃烧化学反应方程式,计算得到燃烧生成物各组分的含量。基于已有的标准大气压下CO₂、CO、H₂O(g)、H₂和N₂的动力黏度、导热系数、比定压热容随温度的变化实测数据,采用最小二乘法拟合得到双基药燃烧混合气体生成物的热物性参数计算模型,并针对3种典型的双基药进行计算分析。结果表明:最小二乘法拟合得到的计算模型可以较好地应用于标准大气压下纯气体热物性参数的求解; 气体的动力黏度、导热系数和比定压热容均随着温度的升高而增大; 硝化棉含氮量越高,导热系数和比定压热容值越小,硝化棉含氮量对混合气体的动力黏度值影响较小,可忽略不计。

针对高金属含量纳米铝基燃料推进剂在实验过程中出现的非均匀燃烧、爆燃甚至爆炸等问题,基于理论分析的方法,深入研究了纳米铝基金属燃料推进剂燃烧过程及燃烧机理,采用推进剂制备与燃烧实验及数值仿真计算的方法进一步验证颗粒尺寸、形貌对推进剂燃烧稳定性的显著影响。在保压时间45 min,最大荷重67 kN,最大压强213.6 MPa制备条件下,对两种不同产地型号的纳米铝粉原料进行燃烧实验对比,结果表明,不同产地颗粒,在尺寸规格、实验环境相同条件下,金属推进剂稳态燃烧时反映燃烧性能的Nusselt数、Sherwood数、蒸发速率、燃烧速率和燃烧时间、比燃速等参数差异明显,在纵横比为10时,扁椭球颗粒的最大燃速1.3×10^-13 kg/s,而长椭球颗粒燃速大约高达3.0×10^-13 kg/s,约为扁椭球颗粒燃速的2.3倍,甚至出现爆燃现象,颗粒粒径、形貌(椭球形颗粒)分布的均一性是影响推进剂爆燃的重要因素。该研究可为纳米铝基金属燃料推进剂优化设计提供参考。

为了研究不同初温条件下底火的能量释放特性,在考虑热散失修正的基础上,设计了专门的微型绝热密闭爆发器,分别开展了绝热效果对比试验和3种初温条件下(-20 ℃、28 ℃和50 ℃)底火的击发试验研究,获得了不同工况下击发底火时密闭爆发器内压力随时间的变化关系。试验结果表明:对微型密闭爆发器进行绝热处理,压力损失和损失率分别降低了0.21 MPa和8.9%,而底火药的燃烧时间差别不大; 底火初温分别为-20 ℃、28 ℃和50 ℃时,底火击发后在微型绝热密闭爆发器中产生的最大压力依次为2.24 MPa、2.33 MPa和2.61 MPa,底火药的燃烧时间分别为1.30 ms、0.98 ms和0.78 ms,底火药燃气压力冲量分别为2.40 MPa·ms、2.29 MPa·ms和2.03 MPa·ms。由此表明,底火初温越高,底火药燃烧越猛烈,其燃烧时间越短,在密闭爆发器中产生的最大压力越高,但产生的压力冲量越小。该研究揭示了底火初温对其能量释放特性的影响规律。