针对升力式飞行器再入过程中面临未知干扰与拦截的问题,设计了一种再入飞行器的能量优化分配再入轨迹,并提出了该轨迹的快速规划方法。首先,将再入轨迹分为初始下降段、能量最优段和能量管理段,设计了能量最优段按照最省能量方式飞行,剩余能量集中在能量管理段消耗的飞行模式,推导了能量管理段在平衡滑翔条件下,完成能量管理所需最短轨迹长度的解析表达式。然后,设计了初始下降段和能量最优段规划方法,提出了能量管理段和能量最优段平滑过渡迭代算法,结合倾侧角翻转技术,通过规划两次倾侧角翻转消除横向射程误差与航向角误差,构建了能量管理段规划方法,形成了能量优化分配再入轨迹一体化生成技术。最后,对能量优化分配再入轨迹的性能和规划方法进行了仿真验证。结果表明,提出的能量优化分配再入轨迹能够有效增大飞行器应对干扰拦截的能量裕度,构建的快速规划方法能够快速完成轨迹规划,具有较强的工程应用价值。

为研究旋转爆轰燃烧室内煤油裂解气的冷流掺混特性,使用OpenFOAM对小孔-环缝喷注结构下煤油裂解气的喷射掺混过程进行了二维大涡模拟研究。根据数值模拟结果,系统描述了燃烧室内冷流场的流场结构和可爆轰区域位置,对比分析了喷注压力(保持当量比不变)、裂解气喷注位置及喷注角度对掺混效果的影响,并用掺混不均匀度定量评价了裂解气与空气的掺混程度。研究结果表明:由于Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性产生的大尺度湍流涡结构的卷带作用是煤油裂解气与空气混合的主要机制。采用有限速率模型和一步化学反应机理计算得到的煤油裂解气/空气一维可爆轰当量比上、下限分别为2.9和0.4。在空气和裂解气喷注温度分别为300 K、720 K时,增大喷注压力,掺混效果降低; 裂解气喷注位置远离燃烧室入口,掺混效果提高; 裂解气与空气喷注角度由同向到逆向,掺混效果提高。

为了提高串联多药室火炮的内弹道性能,根据串联多药室火炮的发射特点,建立了串联多药室火炮的经典内弹道模型并开展了数值模拟,分析了影响串联药室内弹道性能的主要因素。基于此,采用传统第二代非支配排序遗传算法(NSGA-II)对串联多药室火炮的内弹道性能进行了多目标优化,初步分析了主副药室装药质量、活塞质量、点火延迟对内弹道性能的影响。由于NSGA-II算法在设计变量维度较高时易陷入局部收敛并导致优化无效,本文进一步考虑火药弧厚、弹丸行程长等设计变量,提出了结合机器学习神经网络(NN)和差分进化算法(DE)加速传统NSGA-II的新型优化算法(DENN-NSGA-II)。该方法通过让NSGA-II算法的初始种群在NN预测的Pareto前沿附近生成,实现对串联多药室火炮内弹道性能的高效优化。数值实验结果表明:相比与传统NSGA-II方法,DENN-NSGA-II方法通过优化初始种群的生成位置,收敛速度更快,能够得到更理想、更全面的优化结果,实现更高效地内弹道性能优化。

为研究某口径火箭发动机多层材料在不同边界条件下的温度场变化规律,建立了多层材料结构下的非稳态传热模型,通过控制容积法进行了数值计算。以20 ℃环境条件下的初温-40 ℃的某火箭发动机温度变化规律的试验数据为依据,对比了数值模拟的计算结果,验证了模型的可靠性。对不同工况下某口径火箭发动机的装药温度场变化特性进行了计算与分析。结果表明:通过所建立的数值计算模型可以较好地描述火箭发动机多层材料在不同环境条件下的温度场变化特性,装药温度的变化受装药初始温度与环境温度之间温差的影响,当装药温度和环境温度的初始温差较大时,温度变化速率越大,发动机内各点装药达到相同的温度时所需时间相差较大,发动机内各点装药温度与环境温度达到完全平衡的时间越长; 由于发动机由多层材料组成,不同材料的导热系数对装药的温度场影响也较大,材料的导热系数越大,导热能力越强,温度变化速率越大。

燃料的掺混均匀度是爆轰发动机起爆和爆轰波稳定传播的主要影响因素之一。为了探究不同燃烧室结构对吸气式旋转爆轰发动机内燃料与氧化剂掺混效果的影响,开展了爆轰发动机冷态流场三维数值模拟。采用密度基隐式格式求解三维N-S方程,以小孔进行燃料喷注的吸气式旋转爆轰发动机为模型,保持空气/乙烯的来流条件不变,分析了燃烧室入口扩张方式、凹腔燃烧室结构以及阻塞比对冷态流场掺混效果的影响。研究结果表明:燃烧室入口扩张方式的不同会影响超声速气流进入燃烧室形成的反射波结构,从而改变回流涡的位置,影响空气/乙烯的掺混效果; 在燃烧室内壁面增加凹腔后,燃烧室头部的凹腔区域形成的低速回流区会卷吸流经的气体,可明显改善双侧扩张和内侧扩张型燃烧室的掺混效果; 增加阻塞比,空气主流速度降低,凹腔内回流涡影响区域增大,空气与乙烯在燃烧室内掺混位置前移,掺混效果提升。

为了避免有限元法模拟侵彻时因材料大变形导致的网格畸变及其他问题,基于物质点法建立了弹丸侵彻靶板的数学模型,利用FORTRAN编写程序对案例进行仿真,通过与已有文献中有限元法仿真结果进行了对比和分析,验证了物质点法模拟弹丸侵彻靶板的可行性。通过该方法对弹丸侵彻三层蜂窝夹芯靶板的过程进行了模拟仿真,结果表明同等质量的蜂窝结构三层夹芯靶板的抗侵彻能力显著提高。采用优化后的蜂窝夹芯靶板结构,对相同入射速度的弹丸侵彻不同蜂窝胞元壁厚、不同厚度蜂窝板的蜂窝夹芯靶板进行了模拟,分析蜂窝结构参数对靶板抗侵彻能力的影响规律,发现随着蜂窝胞元壁厚和蜂窝板厚度的增加,蜂窝夹芯靶板的抗侵彻能力先上升后趋于平缓。研究结果为弹丸侵彻蜂窝夹芯靶板的研究提供了新的研究方法,对装甲防护结构的选取和研究提供了一定思路,同时扩展了物质点法的应用范围。

针对传统火炮上液压制退机存在的漏液、难以维修等问题,利用电磁阻尼机理的电涡流制退机应运而生。烧结钕铁硼作为其中关键的功能件,在火炮发射环境下的磁场保持问题备受关注。为探究此问题,设计了冲击去磁实验平台,测量了不同冲击速度下的冲击载荷与磁体产生的感应电动势,获得了磁体的磁通量变化曲线。结合实验数据特点,建立了烧结钕铁硼的冲击去磁理论模型,开发了冲击去磁过程的联合仿真模型方法,并通过与实验值对比的方法验证了冲击去磁理论模型的有效性。建立了火炮发射非线性动力学模型,结合建立的冲击去磁模型对火炮后坐运动中电涡流阻尼器的去磁效应进行了研究。结果表明,最右端烧结钕铁硼永磁体整体处于可逆去磁区域,仅在永磁体内圈产生不可逆去磁现象,去磁量为0.275 T。该去磁模型拓展了烧结钕铁硼的材料属性,电涡流制退机中去磁效应的仿真计算结果为烧结钕铁硼在电涡流制退机上的工程化应用提供了理论依据与参考。

为解决某高初速榴弹发射器浮动发射过程中遇瞎火后自动机无法自动复位的问题,设计了一种利用火药燃气能量的瞎火自动复位装置,从数学建模、数值计算和动力学仿真研究来验证了该装置实现自动机自动复位的可行性。首先基于武器气体动力学理论,建立了该瞎火自动复位装置的气体动力学模型; 随后通过数值计算方法,分析了该装置的导气孔位置、导气孔直径和集气室容积3个关键结构参数对集气室内气体压力和弹丸初速的影响; 最后对武器系统浮动发射和瞎火后自动机复位过程开展了动力学建模与仿真研究,获得了武器射击后坐力和自动机复进后坐位移变化曲线。结果表明:当导气孔位置为340 mm、导气孔直径为15 mm、集气室长度为50 mm时,该装置能够实现武器浮动发射过程中遇瞎火后自动机的自动复位,此时弹丸初速为441.19 m/s,初速损失率为2.12%,武器后坐力峰值为754.73 N,该研究可为武器浮动发射瞎火自动复位装置设计提供理论依据。

为研究横流对水下高速射弹超空泡形态的演化规律及弹道特性的影响,基于VOF多相流模型,采用RNG k-ε湍流模型、Schnerr-Sauer空化模型和刚体六自由度模型,结合重叠网格技术对横流环境中高速运动的水下射弹进行了三维数值模拟。分析了3 m/s,6 m/s和9 m/s三个不同横流速度下,射弹超空泡的演化过程、射弹表面压力分布、周围流场速度分布以及射弹的水动力特性。研究结果表明:受横流影响,射弹表面超空泡不再对称; 随着时间推移,射弹的超空泡形状非对称性增加,背流侧空泡半径增大,迎流侧减小; 在一定条件时,弹体迎流测的尾部会出现沾湿现象; 射弹初始速度相同时,横流速度越大,头部压力的最大值越大,并且压力极值位置越靠近迎流侧头部一端; 不同横流速度下,弹体运动方向的速度衰减趋势基本一致,而横流方向的偏移速度随横流速度的增大而增大。

为研究反安定面外形对双鸭式布局导弹气动特性的影响,对鸭式布局模型、梯形翼反安定面双鸭式布局模型和边条翼反安定面双鸭式布局模型在不同攻角、马赫数下的气动特性进行模拟,分析了阻力系数、升力系数、表面压力分布系数,力矩系数等参数的变化规律。结果表明:在反安定面面积相同的情况下,当Ma≦2时,梯形翼反安定面在中小攻角下(0°～30°)对全弹气动特性(除升阻比外)提升较大; 当Ma>2时,边条翼反安定面对全弹气动特性提升较大。当Ma≦2时,两种反安定面对鸭舵升力系数产生负面影响,主要原因是反安定面会使鸭舵下表面压力系数减小。但由于边条翼反安定面的分离涡较强,在很大攻角范围内(0°～30°)与鸭舵涡产生有利的相互作用,使鸭舵上表面压力系数减小,进而鸭舵升力系数相较于梯形翼模型的有一定增加,并且鸭舵的升力系数很大攻角范围内都保持很好的线性度。在对弹头升力系数的影响中,两种反安定面在不同的速度下有不同的影响。

针对火星独特的CO₂稀薄气体环境以及探测器高超声速进入火星过程中的高温真实气体效应,研究了CO₂多振动模式的激发特性。采用非结构网格和直接模拟蒙特卡洛法(Direct Simulation Monte Carlo method,DSMC),基于非谐振子振动激发模型,通过将CO₂离解能均分到4种振动模态,进而限制各模态最高振动能级,模拟了含CO₂的5组分17反应的高温稀薄真实气体化学反应模型。计算了“火星探路者”在火星大气环境65 km高度、进入速度为7 453 m/s、攻角为0°下的高温化学非平衡效应流场。结果表明:CO₂在激波后大量分解并消耗大量能量; 迎风面激波中各组分占比与探测器物面特性等均与文献结果相符,证明了本文对于CO₂振动激发处理方法的可行性。在此基础上加入N₂组分,模拟火星大气8组分44基元化学反应流场,通过改变来流密度与马赫数分析了流场特性的变化。结果表明:随着来流密度减小,流场温度呈现先增加后减小的趋势,物面热流密度增大; 来流马赫数增加使得流场温度和压力上升,物面热流密度提高但是热流密度系数变化幅度很小。

针对高速运行条件下飞机弹射救生试验难题,全尺寸火箭橇试验是低风险、高费效比的研究手段。为确定气动力对弹射救生火箭橇工作状态的影响,本文建立了全尺寸双轨弹射救生火箭橇模型,在CFX平台上对比分析了k-ε、k-ω和SST这3种湍流模型对数值模拟结果的影响,结果表明湍流模型对计算结果相对误差小于1.5%。基于SST湍流模型,对弹射救生火箭橇橇体和座舱两部分的气动特性进行了数值模拟。结果表明:亚音速和跨音速条件下,弹射救生火箭橇的等效阻力系数随速度的增加而单调递增,橇体和座舱阻力之比随速度增加呈现先减少后增加的规律; 火箭橇橇体对弹射救生座舱舱盖的阻力、升力及压强影响均较小,两者计算误差小于16%,火箭橇流场对飞机座舱舱盖切割性能测试影响较小。在亚音速条件下开展了弹射救生火箭橇试验,实验结果与计算值吻合较好,验证了数值模拟方法的可靠性,研究结论可为飞机弹射救生试验提供思路。

针对靶场试验中异常弹丸着靶速度无法准确测试的情况,为了提高异常弹丸着靶速度的预测精度,从弹丸着靶前后的雷达瀑布图中提取出RGB图像信息,由弹丸着靶前后的径向速度中挖掘出关键点的数字信息,实现对异常弹着靶速度的预测。首先把图像信息和数字信息等二元信息分别作为特征向量,对应的着靶速度实测值作为目标向量,利用训练数据分别建立支持向量回归机模型,挖掘着靶速度中的非线性特征,把测试数据带入所建模型预测出对应的着靶速度。同时利用训练数据建立GM(1,1)灰色模型,挖掘着靶速度中的线性特征并对着靶速度进行预测。其次将三个模型对训练数据的拟合值构建为特征向量,对应的着靶速度实测值作为目标向量,建立遗传算法优化LSSVM模型。最后将三个模型对测试数据的预测值代入建立好的遗传算法优化LSSVM模型中,得到了该模型预测出的着靶速度。实验结果表明,对比支持向量回归机、多元线性回归和随机森林,遗传算法优化LSSVM预测精度更高,误差远小于1‰,可以作为异常弹着靶速度的预测模型。