单炮多发同时弹着的局部插值算法与并行加速

为提高单炮多发同时弹着的弹道计算精度,基于标准条件下二维质点弹道方程和真空二维弹道斜射程公式,提出了一种局部插值算法。通过缩小插值区间加密插值序列提高弹道计算精度,研究了该局部插值算法的MPI并行实现方法,该方法可有效减少弹道计算消耗的时间,保证计算耗时满足战场要求。给出了并行计算的任务分配方案和并行效率的计算。并行效率与计算核心数量的关系表明弹道计算机的CPU核心数存在一个上限。以5～15 km射程的同时弹着弹道计算为例,验证了该文算法的有效性和高效性。     

耦合尾喷管堵盖运动的发射箱内流场研究

利用初始冲击波超压完成前后盖开启过程的贮运发射箱已得到广泛应用。为研究含尾喷管堵盖的冲击波超压形成过程及对后易碎盖的作用效果,应用有限元方法并结合动网格技术建立了导弹点火后堵盖的运动模型,并通过实验方法对仿真结果进行了验证。结合计算结果可清晰地看到尾焰流场的形成过程,并得到了冲击波超压在后易碎盖表面的随时间变化曲线。研究表明：受堵盖的影响,冲击波超压首先形成并冲击后易碎盖,燃气由堵盖的边缘向中心汇聚形成主流,在对后易碎盖的冲击时间和作用位置上与冲击波作用有明显的不同;后易碎盖主要受到冲击波超压作用实现碎裂变形,在堵盖运动的投影区域首先达到最大受力,瞬时峰值达5×10⁵ Pa.     

基于二氧化碳喷射的导弹热发射新型排导方案设计

针对导流器排导方式在车载导弹热发射过程中具有的烧蚀和架设撤收问题,提出一种利用二氧化碳喷射冲击燃气射流从而降低发射车与导弹表面温度的新型排导方案。以计算流体力学为主要的研究方法,建立三维定常计算模型,分析燃气射流与二氧化碳射流冲击流场的特性,计算并得出：随着下排管道伸入流场长度增加,发射车壁及弹体的温度先降低再升高;随着上排管道与发射车壁夹角减小,发射车壁及弹体的温度逐渐降低;随着上排管道出口到下排管道高度减小,发射车壁及弹体的温度逐渐降低。该方案在喷管出口到地面距离改变后的其他工况中仍有意义,可以为车载导弹热发射降温排导提供可行的全新设计思路。     

与燃气射流耦合的易裂后盖开启过程数值分析

对于采用易裂盖的箱式发射系统,后盖开启过程与燃气射流流场相互影响。为了研究易裂后盖的开启过程,使用基于光滑方法和重构方法的动网格技术,将后盖裂片运动过程与燃气射流流场耦合,对整个开盖过程进行了仿真计算。得到了起始冲击波的作用过程以及发射箱内各监测点的压强曲线,并分析了燃气射流对后盖裂片的冲击作用以及对其运动过程产生的影响。结果表明,与非耦合工况的计算结果进行对比,耦合工况的结果更接近于实验数据。随着后盖裂片转动角度的不断增大,旋转力矩逐渐减小,裂片的转动速度经历了先快速上升、后缓慢下降的过程。     

飞行器往复式滑翔延时弹道特性

为进一步延长侦察类巡航导弹的飞行时间,提出一种新型亚音速往复式滑翔盘旋弹道方案,并分析该弹道方案的延时效率及其特性。通过计算流体力学数值风洞获取飞行器的气动参数,采用4阶Adams-Moulton算法数值求解飞行器的弹道控制方程组,对比分析水平盘旋和往复式滑翔盘旋弹道方案的飞行时间差异,进一步分析飞行器的初始速度和初始弹道倾角对往复式滑翔盘旋弹道飞行时间的影响。结果表明：飞行器往复式滑翔延时弹道方案可以延长飞行时间,相对于水平盘旋弹道最优工况延时效率可达到14.79%;在飞行器往复式滑翔盘旋弹道实现的前提下,飞行器的初始速度和初始弹道倾角对往复式滑翔盘旋弹道的飞行时间影响不大。     

发射箱易碎后盖开启过程的数值计算

易碎盖技术在箱式或筒式发射中具有明显的优势,其开启过程涉及冲击波传播及射流运动等复杂的物理现象。利用动网格技术,以固体火箭发动机为研究对象,研究了易碎后盖开启过程,得到了后盖开启过程中流场压强和温度分布,并对开盖过程中燃气射流流场情况进行了分析。结果表明：冲击波在发动机射流径向一定范围内有较高的超压峰值,会对发射装置和周边设备产生破坏作用;后盖运动对燃气射流流动产生了影响,表现为燃气射流随着后盖向下运动而向下方传播的同时,由于受到后盖的阻挡发生反射回流现象;运动过程燃气流冲击作用逐渐变小,除核心区外后盖上的温度和压强也逐渐变小;后盖运动的仿真实验结果与实际试验数据一致,获得了较好相似性。     

基于高压工质的弹射内弹道研究

针对使用高压工质的弹射装置,为分析其可行性,基于Soave-Redlich-Kwong 状态方程构建内弹道模型,特别是引入考虑真实气体效应的一维等熵喷管模型。采用喷管流量实验数据和同类文献计算值对内弹道模型进行验证,研究时间步长和真实气体效应对内弹道特性的影响。在验证和仿真基础上设计多目标优化模型,应用遗传算法进行求解。结果表明: 使用特定高压工质的弹射装置可满足给定弹射指标; 内弹道模型对时间步长的敏感度较低,基于理想气体和真实气体模型的计算结果有显著差别; 优化结果与特定基准工况相比,工质用量减少约32. 22%,能量利用率增加 49. 52% 。研究结果可为基于高压工质的弹射装置设计提供理论参考。     

基于气动耦合的导弹适配器初始分离弹道数值分析

为了准确预测与导弹分离后导弹适配器的初始分离弹道,使用基于局部重构方法的动网格技术,将适配器的运动与流场的变化耦合。通过CFD方法实时求解适配器飞行过程中的气动载荷,并对适配器的六自由度运动微分方程进行求解。使用基于尺寸函数的局部重构方法对适配器周围网格进行更新。通过数值计算得到了适配器在初始分离弹道阶段的气动载荷系数曲线,以及适配器的分离速度、角速度曲线和分离飞行轨迹,并与试验结果进行了对比,两者高度一致。结果表明,在分离初速的作用下,适配器与导弹的距离逐渐增大,在气动力作用下适配器发生偏转,直到初始分离弹道结束适配器未与导弹发生碰撞。