针对双脉冲固体火箭发动机隔离装置软制隔层,提出一种新型削弱槽结构,设计了模拟发动机软制隔层变形胀大实验装置。通过数值模拟研究了模拟发动机的充气过程以及隔层的变形胀大过程,利用单轴拉伸实验数据,结合最小二乘法,获得了EPDM隔层二阶Mooney-Rivlin本构模型参数,分析了实验装置充气过程中的内流场特性和隔层变形胀大特性,并与实验结果进行了对比。研究结果表明,充气过程中实验空腔内会形成多个涡流,隔层表面中心处的压力高于外围区域; 随着时间推移,中心处涡流区域逐渐增长,而靠近充气入口处的涡流则逐渐消失,隔层表面的压力差也逐渐减小; 随着压力载荷的持续增加,隔层逐渐由类半椭球形状变为一个类半圆球形状,仿真结果与实验结果吻合较好,验证了计算方法的可行性和准确性; 隔层沿着预制削弱槽破裂,打开后的隔层无任何碎片,表明提出的隔层削弱槽结构满足设计要求,研究结果可为脉冲发动机隔层设计提供技术支撑。

为评估火箭式旋转爆轰发动机的推进性能,建立了考虑燃烧室内部流场结构的火箭式旋转爆轰发动机推进性能模型,并与BENNEWITZ等的实验结果、STECHMANN等的模型以及SHEPHERD等的模型进行对比,验证了该模型预测火箭式旋转爆轰发动机推进性能的可靠性。基于该模型,分析了质量流量、燃料当量比、预混气静温、喷管面积扩张比(出口截面与喉部截面的面积比)对发动机比冲的影响。计算结果表明,低质量流量下比冲随质量流量的提高而大幅提升,而高质量流量下质量流量对比冲的影响几乎可以忽略不计。当燃料当量比为特定数值时比冲最大,对于甲烷/氧气推进剂,这一数值为1.5。喷管面积扩张比与质量流量呈特定线性关系时比冲最大,此线性关系的斜率和推进剂组分以及当量比有关,而预混气静温对比冲的影响可以忽略不计。

火炮在发射过程中,身管处在高温高压火药燃烧气体的烧蚀、冲刷和弹丸之间产生的机械磨损的综合作用下,导致内膛表面耗损退化以致改变了内膛结构尺寸。内膛尺寸变化特别是阳线减材逐步造成弹道性能丧失从而导致身管寿命终结,严重影响武器系统作战效能。基于一种动态粒子对塑性金属材料的冲蚀微切削理论,假设膛内高温高压燃气与固体药粒在坡膛处由于高速运动且速度方向与壁面之间有一定的夹角,将固体火药药粒视为一把微型切刀,当粒子碰撞并划过身管壁面材料表面时,材料被“切除”而产生损失,导致身管表面形成一定的冲蚀量,引起膛线起始部位严重冲刷磨损。基于此,提出了一种高动态粒子对内膛冲蚀的身管寿命理论。该理论基于火炮内弹道、身管内膛壁面传热模型和身管冲蚀量计算数学模型,通过求解内弹道和身管传热模型,获得火药颗粒的孔隙率、粒径和壁面温度变化规律以及内弹道特征参数和高动态粒子的分布规律。实践表明,采用在膛线起始部后某位置内膛增加集流锥的方法对高动态粒子冲蚀理论进行了试验验证,计算结果与试验吻合较好,证明了理论和模型的正确性。

设计了一种二氧化碳相变推射柔性网的装置,提出了柔性绳网的折叠收纳、抛射展开和碰撞缠绕方案。针对柔性网在展开过程中大变形、非线性的动力学特性,展开了仿真模拟和试验研究。首先,为了更好地对柔性网展开性能进行描述,构建了以柔性网展开时间、有效展开持续时长等为评价指标的柔性网综合评价体系。然后,基于集中质量假设建立了柔性网的非线性动力学模型,并建立了柔性网抛射展开动力学模型和接触碰撞动力学模型,以及对应的有限元计算模型。对仿真计算得出的数据进行了总结,分析了不同的初始条件、不同网体构型以及不同碰撞位置等因素对于各项评价指标的影响,增加牵引质量块的质量占比和增大展开角均有利于改善柔性网展开性能。最后,搭建了一套拦截捕获演示验证试验系统,完成了质量块推射试验、柔性网抛射展开试验和目标无人机捕获试验,基于高速摄像序列图像处理结果,总结分析了拦截捕获过程的一般性规律,验证了系统方案的可行性和有效性。

为研究外挂物投放分离运动特性,提高外挂物投放分离运动计算效率,基于前馈神经网络建立了外挂物投放分离预测模型,并对该模型的预测性能进行了测试分析。首先通过准定常方法对不同投放状态下外挂物的分离运动进行数值模拟,获取外挂物的分离轨迹和姿态数据,作为神经网络训练所用数据样本。然后建立单隐层神经网络,以外挂物投放状态与分离时间作为神经网络的输入,以外挂物的分离轨迹和姿态作为神经网络的输出,对神经网络进行训练。经过1 000次迭代优化后,神经网络训练完成。验证结果表明,训练完成的神经网络可以基于投放状态对外挂物分离轨迹和姿态进行快速、精确预测。神经网络对分离轨迹的预测精度高于其对分离姿态的预测精度。神经网络对单个投放状态下1 s内的外挂物分离运动预测用时为0.06 s,作为对比,采用传统准定常方法数值模拟的平均用时为20 h。该方法提高了外挂物投放分离动力学的计算效率,为飞行器的投放分离特性研究提供了新的思路。

针对引信高性能安全控制及全寿命安全性的要求,提出了一种基于空间域特征的引信安全控制方法。基于结合传统引信安全性要求与新型弹药的使用背景整理出的全域安全性要求,明确了引信空间域及其特征概念,基于此概念对有控弹中制导与修正过程进行分析,提出了一种基于引信空间域特征安全控制方法,包括基于马氏距离的弹道距离测量方法,基于实际弹道采样坐标与基准弹道的距离和圆概率误差数值进行判断的“距离+时序”识别方法,以及基于距离匹配窗口的时间对应性评判方法。基于某二维修正弹药弹道数据,通过输入模拟正常修正弹道、异常弹道和基准弹道进行了仿真分析。数值仿真结果表明,该识别方法能够识别出多方向距离的差异性,对修正弹道有一定的误差容忍范围,对异常弹道能够通过逻辑判别准确筛出,证明了基于空间域特征的安全系统解保方法的可行性,为引信安全系统高性能安全控制提供了一种新的设计思路,可为解保策略的设计提供参考。

针对电磁轨道炮等新概念电磁发射系统发射动力学建模复杂、计算成本高等难题,考虑上下导轨非对称性影响,将上下导轨视为横向振动梁,身管视为在特定位置作用两弹性支撑的横向振动梁,导轨与身管间的相互作用视为连续分布弹簧,建立导轨身管系统三梁动力学模型。利用多体系统传递矩阵法推导系统各部分传递矩阵,组装系统总传递方程,求解系统任意位置在对应频率下的状态矢量。通过毕奥-萨伐尔定律解算导轨间及枢轨间的电磁力作用系数,分析导轨所受电磁力分布规律。利用模态叠加法求解系统静位移和在重力及时变电磁力作用下的动态响应,并与商业有限元软件计算结果比较,验证该方法的有效性和快速性。分析发现当电流较小时,系统在静变形位置附近波动,电流达到峰值平台后,上下导轨间距在“扩张-收缩”的过程中反复震荡; 上导轨由于弹性支撑参数等非对称性因素的影响变形量更大,为电磁轨道炮耦合系统动力学分析提供理论支撑。

为了获得动能弹侵彻混凝土介质时混凝土动态响应过程,采用考虑拉伸损伤的新动态混凝土强度模型结合HJC状态方程,建立混凝土材料模型,基于试验数据对相同速度动能弹侵彻不同厚度混凝介质过程进行数值模拟研究。通过LS-DYNA用户自定义本构开发接口实现新混凝土模型嵌入,采用基于拉伸失效损伤的最大拉伸主应变表征侵彻过程中裂纹分布,对比分析弹体贯穿不同厚度靶板的过载、剩余速度以及靶体开坑和崩落半径,验证了新混凝土材料模型及其参数的可靠性。数值模拟结果与试验结果对比表明:该文二次开发的基于拉伸损伤的混凝土动态本构模型计算结果与试验结果吻合良好; 基于拉伸损伤的混凝土失效方法可以描述开坑区、隧道区和崩落区,且开坑半径、崩落区半径以及弹体余速与试验误差均不超过13.3%; 该文新混凝土材料模型可以模拟靶背自由面影响下的弹体过载拖曳现象; 考虑拉伸损伤的混凝土动态本构在贯穿有限厚度混凝土靶体数值模拟中,对混凝土破坏和弹体过载计算具有更明显的精确度。新混凝土材料模型为研究混凝土材料的动态响应提供了新的研究手段。

为了研究圆柱形装药下轴向多层预制破片初速及飞散情况,基于Gurney假设和动量守恒定律推导了不同类型轴向多层破片爆轰驱动下初速简化计算模型和破片列平均飞散角简化计算模型,结合LS-DYNA软件开展了多类型破片爆轰驱动下的数值仿真,通过仿真软件进行了理论和数值仿真计算,并针对理论和仿真结果进行了误差分析,验证了数值仿真和理论计算结果的一致性,结合仿真和理论计算结果分析讨论了爆轰驱动下不同形状多层预制破片的飞散特性。结果表明:球形破片可以获得更高的飞行速度; 相同类型同列不同层破片间平均速度存在一定的速度梯度,从内层到外层破片平均初速逐层增大; 相同层数破片在同一时刻下,球形破片的爆轰压力高于其他类型破片; 球形破片受到爆轰产物绕流加速效果最为显著; 在相同层数破片情况下,球形破片的层间速度梯度最大; 不同形状破片的飞散角不同,形成的破片场亦不同; 圆柱破片相对于其他破片飞散角分布更为均匀,分布在17°～24°范围内。

为了研究壳体厚度对装药爆炸形成空气冲击波影响规律,以3种典型厚度2A12铝合金壳体为研究对象,开展铝合金壳体装药爆炸空气冲击波特性数值模拟研究。采用AUTODYN软件分别建立不同厚度壳体装药爆炸作用过程仿真模型,计算分析了空气冲击波峰值超压、压力冲量及其传播特性。进而利用仿真软件对空气冲击波峰值超压、压力冲量试验进行仿真分析,空气冲击波峰值超压仿真结果与试验结果吻合较好,冲击波的压力冲量仿真结果与试验结果误差较大,但整体变化规律一致。结果表明:随着壳体厚度的增加,相同距离处空气冲击波的压力冲量逐渐减小,且空气冲击波峰值超压减小。增加壳体厚度对空气冲击波的压力冲量无明显的贡献。同时,数值模拟方法及参数可以较准确计算空气冲击波峰值超压。

为研究非预混喷注结构下的氢氧旋转爆轰波传播模态,通过采用9组分21步的基元化学反应模型,使用密度基求解器求解三维带化学反应的多组分气体Euler方程,对小孔-环缝喷注结构的氢氧旋转爆轰发动机燃烧室进行了三维数值模拟,探究了推进剂总质量流量对燃烧室内爆轰波的传播特性及模态转变的影响。结果表明:爆轰波向喉道方向传播的过程中,在燃烧室扩张段会发生弯折并形成反射激波。随着推进剂总质量流量增加,除了会形成单波、双波同向、四波同向等稳定传播模态,还会形成多波对撞等不稳定传播模态,这是由于燃烧室内多次局部再起爆造成的,在该模态下旋转爆轰波的稳定性最低。推进剂流量的增加导致爆轰波数增加,同时爆轰波强度下降使得速度亏损增加。爆轰波数相同时,推进剂流量的增加会导致爆轰波向燃烧室入口倾斜,使爆轰波沿圆周方向上的速度分量减小,同样会引起速度亏损增加。研究结果对于阐明氢氧旋转爆轰波传播机制具有重要的理论意义。

针对精确制导炮弹低过载发射需求,研究液体发射药迫击炮低膛压发射性能,建立了液体药再生喷雾燃烧内弹道模型并进行数值计算,基于60 mm口径液体发射药迫击炮实验系统,测试了燃烧室和贮液室压力及弹丸初速,验证了内弹道模型的正确性。分析了液体发射药质量、弹丸质量对内弹道特性的影响规律。结果表明,当液体药装药量为40 g时,燃烧室达到最大压力40 MPa,随着装药量进一步增加,最大膛压保持不变,而膛压充满度逐渐升高,初速增加,最大膛压只决定于再生喷射机构,说明液体发射药迫击炮具有突出的低膛压、高初速发射性能。与传统固体发射药迫击炮相比,液体发射药迫击炮对弹丸质量具有较低的敏感性,在弹丸质量增加130%的情况下,膛压仅增加40%,而弹丸最大过载降低了39%,使其发射过载远低于常规火炮,对发射制导弹药具有明显优势。

为研究吸气式旋转爆轰波发动机的起爆过程,以乙烯作为燃料,在总温860 K、总压0.62 MPa、马赫数为2的来流条件下,对基于预爆管点火方式的吸气式旋转爆轰发动机进行了三维数值模拟,分析了初始起爆阶段、未起爆过程、成功起爆过程以及稳定阶段的爆轰波传播特性。计算结果表明:初始爆轰波进入燃烧室后,形成正向爆轰波与反向激波,并与燃烧室内壁面相撞形成两道反射激波,两道反射激波分别与正向爆轰波、反向激波耦合; 未成功起爆过程中,正向爆轰波退化为激波,正、反向激波后均存在未燃燃料带,导致激波对撞后形成两个爆轰波,将燃烧室内燃料耗尽并在相撞后熄灭; 成功起爆过程中,正向爆轰波未解耦,仅反向激波后存在未燃燃料带,反向激波透射进入正向爆轰波后衰减消失,正向爆轰波形成稳定传播的旋转爆轰波; 稳定阶段,旋转爆轰波经过预爆管出口发生衍射形成一道入射激波并进入预爆管,在预爆管内形成反射激波回传至燃烧室,反射激波未影响旋转爆轰波的稳定传播。

为系统研究常规导弹封锁机场跑道作战效能,在基于系统效能分析方法建立的系统效能模型基础上,针对常规导弹封锁机场跑道的问题进行了作战效能计算、单波次打击用弹量计算、多波次打击用弹量计算、效费比比较分析和作战方案评估。结果表明:不同作战环境下影响导弹武器作战效能的因素有子母弹种类、瞄准精度、抛撒半径、打击波次、用弹量、作战方案设置等。作战效能提升的途径包括合理选择瞄准精度的子弹和选择具有较高作战效能的作战方案,并指出在满足作战要求的基础上,可以选择高效费比的作战方案。所得结果为研究常规导弹封锁机场跑道问题奠定了基础,为导弹作战问题研究提供了新的定量化研究手段,对进一步丰富和发展导弹作战军事运筹应用理论具有重要意义。