轴对称型面喷管推力计算方法

为分析喷管内流场的变化,使用 1 维计算模型和基于 FLUENT 的 2 维计算模型对轴对称型面喷管的推力 进行计算,分析 2 种计算结果的差异。利用正交设计法,研究喷管的燃烧室压强、扩张角、扩张比、扩张段长度以 及燃气射流的黏度对喷管推力计算的影响。结果表明：推力差异与燃烧室压强近似线性关系;推力差异随着燃气黏 度的增加而增大;当初始扩张角越大、出口扩张角越小时,推力差异越小;推力差异随着扩张比、扩张段长度与喉 部半径比的增加先减小后增加;在低压、低黏度的情况下,1 维计算方法可用于喷管推力的计算,否则,2 维计算方 法更适合。     

补燃室中非均匀流场对冲压发动机推力的影响分析?

在双下侧冲压发动机地面连管试验中发现实测推力与一维流计算数据相差较大,为探究差异根源,以数值仿真为基础,对比分析了补燃室中均匀流场和非均匀流场对冲压喷管推力特性的影响。分析结果表明,流场的非均匀性导致计算截面上的实际滞止参数与理论计算数据有差异,因此,在这种条件下,不能直接利用一维流理论进行计算;同时,文中在仿真及试验基础上给出了非均匀性对推力影响的工程估算方法。     

尾翼式修正枪弹气动力计算研究

为研究某种大口径可折叠尾翼式修正枪弹的飞行气动特性,建立了该枪弹的计算模型。对该计算模型在不同攻角、不同飞行马赫数下的气动力进行了仿真计算,分析比较了工程计算软件Missile Datcom和数值计算软件FLUENT二者计算结果的差异。结果表明该计算模型具有良好的气动特性,导弹计算程序Missile Datcom适用于枪弹模型的仿真计算。根据两种程序的不同特点,可以在不同的设计阶段加以运用。     

基于改进SDM模型的聚能射流侵彻混凝土介质孔型计算

在计算聚能射流侵彻的SDM模型中假设了射流是同时断裂的以及断裂后射流直径是相等的,这与实际射流形态存在很大的差异.文中对这两个假设进行了改进,假设射流不是同时断裂,而是与射流的运动时间存在一定的关系,因此射流在断裂时的直径也不相等.根据改进的SDM模型推导了聚能射流侵彻孔的孔深和直径的计算模型,最后对某一聚能装药侵彻混凝土介质进行了计算,计算结果与实验吻合较好.     

大气临边辐射传输快速计算研究

对临边探测情形下大气路径透过率的计算方法进行了研究。利用球面大气模型、C-G近似方法、光线追迹与迭代算法以及统计带模式算法等建立了临边大气透过率的快速计算模型。计算分析了几个常用遥感波段内,典型大气条件、典型切向高度下的大气辐射传输特性。最后,将本文计算结果与CDI模型的计算结果进行比较,结果表明:本文模型与CDI的计算结果相对差异在2%以内。     

无喷管发动机内弹道简化计算与数值计算的分析比较

由于无喷管发动机结构的特殊性,导致其内弹道与传统的发动机产生了较大的差异.目前,无喷管发动机内弹道计算主要采用简化算法和数值算法两种方法进行计算.文中主要从基本假设、控制方程及求解等几个方面对这两种算法进行对比分析发现,两种算法计算的推力时间曲线和压强时间曲线的相关性较好,简化计算计算简单,可作为冲压发动机在设计初期的内弹道计算,具有较大的工程实用价值;数值计算精度高,但计算难度较大,可用于对内弹道要求较高的计算.     

高原环境对高炮外弹道特性的影响

对平原和高原环境下弹丸飞行稳定性的差异进行了分析,提出了高原条件下弹丸陀螺稳定性和动态稳定性的判别式,得到稳定性随空气密度的减小而增强.根据高原一年四季中气压、气温、湿度和风的变化规律,通过弹道计算分析了高原弹道与平原弹道的差异,得出高原气温和气压对弹道的影响较大,研究了高原和平原弹丸阻力系数的差异及其对高炮弹道的影响程度,提出了提高高原射表精度的必要性.     

基于准定常假设的飞行器滚转动导数数值模拟

文中通过发展的基于求解N-S方程的准定常方法对飞行器动态气动特性中的滚转动导数进行数值模拟研究。对国际标模Finner导弹滚转动导数进行计算验证,并分析了滚转角速度、马赫数以及应用于该方法中的对接面的网格差异对滚转动导数的影响。研究结论表明:数值计算结果与风洞试验值吻合得比较好,规律一致,且该方法耗时少,计算量小,能比较准确快速的得到滚转动导数结果,具有一定的工程实用价值。     

涡轮气动力仿真分析和试验研究

为研究涡轮喉径、进气间隙等因素对涡轮性能的影响,验证仿真计算和真实试验的差异,提出一套涡轮效率的计算方法,并借助仿真软件对其流场的空气动力学特性进行数值模拟和分析。与实物试验结果进行了比对。研究结果表明：仿真计算与实物试验的结果较为吻合。冲击式涡轮启动瞬态的流场较为复杂,进气角是影响涡轮启动效率的关键因素;减小涡轮间隙、选择与流量匹配的进气喉径均可有效提高涡轮效率。     

低能耗临近空间飞行器的力学分析与配平

对一种利用高空风的风速差控制飞行轨迹的新型低能耗临近空间飞行器，进行了力学分析与配平计算。分析了这种临近空间飞行器的飞行原理，设定了飞行器参数。针对这种飞行器的各组成部分的力学特性不同和与周围空气相对速度差别大的特性，对各组成部分分别进行了受力分析，建立了力学平衡方程组，其中在三维空间里用分段分析的方法对缆绳进行了分析。利用迭代运算的方法，对各组件方程组的集合进行了联立配平计算，绘出了缆绳的空间分布图。计算结果表明，该飞行器利用平流层风速的差异，可以达到轨迹控制的目的，从而极大地节省了能量。     

水面舰艇鱼雷发射装置内弹道计算及算例分析

水面舰艇鱼雷发射装置是以发射气瓶中的压缩空气为动力，推动鱼雷以一定的速度出管。在发射装置的设计过程中，需要进行多次内弹道计算，以确定适合的发射系统技术参数。本文简要介绍了水面舰艇鱼雷发射装置的内弹道计算方法，并以某次陆上靶场试验为例进行验算，并对其与试验测试数据之间的差异进行了分析，从而检验了内弹道计算的正确性。     

火箭发动机流场快速计算方法研究

为了获得适用于火箭发动机喷管迭代优化的流场快速计算方法,采用CFD方法从气体参数和计算区域2个方面研究了不同火箭发动机数值仿真方法所引入的偏差和计算效率的差异.研究发现,采用等效单组分气体和仅内流的计算方法可以在将计算效率分别提升2.5倍和14.5倍的同时保持计算精度.因此,从计算精度和计算效率2个方面进行综合考虑,建议在工程设计中采用仅内流的简化计算方法进行火箭发动机的推力评估.     

发动机工作对高超声速飞行器动态特性的影响

针对CFD方法数值模拟非定常复杂绕流时的难点问题,对非定常流动控制方程和刚体运动方程的耦合求解、计算精度等进行了研究,实现了非定常流动控制方程与刚体运动方程的耦合计算。以类X-51A飞行器为例,对其绕质心的强迫振动进行了数值模拟,依次计算了发动机工作与不工作状态下俯仰通道的阻尼导数,初步分析了发动机工作对其动态特性的影响。结果表明,发动机工作状态飞行器的静稳定性和动稳定性均较发动机不工作状态好,尾喷管是造成差异较大的主要原因。     

旋转尾翼鸭式布局导弹数值模拟

通过数值方法求解三维非定常N-S方程组,对旋转尾翼鸭式布局导弹绕流流场进行了数值模拟。研究了时间步长、旋转角速度对导弹气动特性的影响,并比较了与准定常计算结果的差异,重点分析了尾翼旋转的滚转控制特性。数值计算结果表明:尾翼旋转对纵向气动特性影响较小,对横向气动特性影响较大,滚转力矩随转速的增大而增大;尾翼旋转可以有效提高鸭式布局导弹的滚转控制能力。     

带攻角弹体斜侵彻混凝土深度计算公式对比分析

为了分析经典侵彻深度经验公式对带攻角弹体斜侵彻混凝土靶的适用性,介绍了目前应用较广且精度较高的混凝土侵彻深度计算经验公式,并以152 mm一级轻气炮为试验平台,通过弹体攻角、倾角联合侵彻C30素混凝土靶的试验加载测试系统进行试验研究,测得了弹体着靶速度、开坑尺寸和侵彻深度。并应用各经验公式对带攻角弹体斜侵彻混凝土目标的侵彻深度进行了计算和对比,分析了不同经验公式计算值与实测值之间的差异。试验研究表明,对于带攻角弹体斜侵彻混凝土的侵深经验公式中,ACE公式和Forrestal公式计算侵彻深度与实测侵深最为接近,相对误差均未超过10%,满足工程计算需求。     

传递对准精度评定指标研究

为解决传递对准性能中对准时间和对准精度矛盾的问题,提出了一个传递对准精度评定指标。分析了对准度的涵义,利用对准后导航状态试验数据间接的对传递对准精度进行计算,给出了计算对准度的具体方法和步骤。算例分析结果表明：该指标既能反映对准时间和对准精度,又能反映不同机动对准方案的差异等,可在传递对准方案验证及鉴定相关标准规范的制定中提供参考。     

混响空时协方差矩阵的两种计算方法比较与分析

协方差矩阵的计算是讨论空时自适应处理（STAP）的基础,本文主要对协方差矩阵的两种计算方法：适合理论研究的导向矢量合成方法和符合工程实际的直接阵列数据域方法进行了比较和分析。讨论了这两种方法的计算原理,以及各自的应用背景;比较了两种方法的计算结果在混响协方差矩阵形式、特征值、功率谱以及改善因子上的不同。仿真结果表明,两种计算方法有明显差异,直接阵列数据域方法为空时自适应处理的应用提供了更准确的理论基础。     

一种基于差异熵赋权法的无人机能力评估方法

在评估无人机性能方面,为有效克服主观性强、对数据过于敏感、计算复杂度高等缺陷,提出无人机“能力”建模方法。该方法在向上层研究屏蔽无人机异构性和资源多样性的同时保留无人机的个性化重要特征,呈现无人机“能力”以支持上层模型设计和算法设计,从而减轻了上层研究的先验工作量,推进了相关研究的开展。进一步提出基于无人机“能力”的差异熵赋权法,该方法依据判断矩阵最大特征值所对应的特征向量确定各个特性的相对权重,加权计算得到最终的评估结果,从而有效地对无人机各能力以及综合性能进行相对评估。试验结果表明：差异熵赋权法在克服主观偏差的同时,增加了指标间横向对比,提升了计算稳定性。     

地球重力偏心对远程弹箭射程的影响

为了研究地球的重力偏心对射程的影响,用球谐函数展开法推导了地球为正常椭球体和圆球体时的重力表达式,对地球的重力偏心进行了计算分析,求出了偏心值。以某远程火箭弹为例,对地球为正常椭球体与圆球体两种情况进行了对比计算,结果表明：地球的重力偏心导致射程的差异比较明显;射角相同时,射程差的绝对值随着纬度的增高而减小;纬度相同时,在最大射程角以内,射程差随着射角的增大而增大。     

某底排-火箭复合增程弹全弹模态分析

对某底排-火箭复合增程弹在尾部约束条件下分别用分布质量模型和3D实体单元模型进行了有限元分析,得出了2种模型的固有频率.计算表明,除了前2阶频率以外,2种模型计算的结果出现了较大误差.分析了产生这种差异的原因,给出了合理的解释,可以为底排-火箭复合增程弹结构设计提供参考.