不同攻角对尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳过程影响分析

为了研究攻角对尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳过程的影响,基于CFD的动网格技术和外弹道六自由度方程相结合,采用非结构网格和TVD有限体积格式,对不同攻角时脱壳过程进行数值仿真.得出了分离过程的流场激波云图,不同攻角下弹托质心的位置变化曲线、脱壳时间以及不同分离阶段弹芯表面压力分布曲线.对比分析各参数,得到脱壳弹在正负攻角飞行时,弹托分离时间增加,不利于弹托的分离.     

脱壳穿甲弹弹托前腔特征点的压力估算

该文采用特征线法、正激波理论和牛顿碰撞理论相结合的一种计算方法,估算了脱壳穿甲弹弹托前腔压力,并将估算值用于确定风洞测压试验压力传感器量程,满足测压试验精度的要求.     

尾翼脱壳穿甲弹对称脱壳的风洞实验

首次对不同的弹芯与卡瓣的相对位置,采用风洞实验的方法.得到了对称脱壳的相应纹影照片.分析照片表明,在弹芯与卡瓣之间的流场内存在十分复杂的气动力相互作用,其中包括激波的多次反射,激波引起的边界层分离现象及壅塞引起的激波.工程计算对称脱壳干扰而建立的物理模型应反映这样的激波反射、分离和壅塞现象.本文为计算卡瓣相对弹芯的翻转和分离过程,以及分析弹芯所受的脱壳干扰作了大量的准备.     

尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的三维数值模拟

尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS)的脱壳过程对其飞行稳定性与效能具有非常重要的作用。为了描述脱壳过程中卡瓣与弹体之间的气动干扰以及卡瓣相对弹体分离的六自由度（6DOF）运动轨迹,基于流体力学控制方程与外弹道6DOF运动方程,利用动网格技术,对尾翼稳定脱壳穿甲弹弹托在气动力和重力作用下相对弹体分离的三维流场进行了数值模拟,得到了不同分离阶段的流场特性与各卡瓣、弹体气动系数随时间的变化曲线,揭示了弹托分离过程中,卡瓣与弹体之间的激波与气流在不同分离阶段的相互作用过程。耦合6DOF方程计算了各卡瓣的运动轨迹与相应的气动参数,计算结果与文献［15］实验结果相符,表明数值模拟空气动力学与飞行力学相互耦合的控制方程是一种研究尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的新方法。     

超声速脱壳穿甲弹二维流场的数值模拟

脱壳穿甲弹发射时,脱落的卡瓣和弹体间的气动力效应将直接影响弹丸的飞行性能及威力。以脱壳超声速穿甲弹为原型,利用Fluent软件对弹丸脱壳过程进行了数值模拟,计算了此过程中弹丸和卡瓣的气动力参数,并对卡瓣与弹体成不同夹角时弹丸周围的流场进行了分析比较,可为相关研究提供重要数据。     

尾翼稳定脱壳穿甲弹初始分离弹道仿真计算

基于动网格技术和六自由度方程,通过求解三维N-S方程,针对某尾翼稳定脱壳穿甲弹,重点计算了来流马赫数为3.015条件下弹芯与弹托连续脱壳的全过程,得到了在动边界影响下的流场结构图。该模拟清晰地反映了弹芯、弹托二者相互作用下流场变化过程,结果表明:该弹对应的脱壳时间为4.5 ms左右。该仿真为了解脱壳穿甲弹的连续脱壳过程及新一代高效弹托设计打下了基础。     

钨铀合金脱壳穿甲弹的应力分析

本文应用弹性有限元法,对尾翼稳定脱壳穿甲弹弹丸组合体建立了比较可靠的计算模型。使用ASKA通用有限元程序,对弹丸发射时不同弹体材料的组合模型的位移和应力分布以及齿部载荷沿轴向的分布分别进行了计算。分析了钨合金和铀合金两种材料的不同性能对弹丸膛内受力的不同影响,提出了两者通用弹托时存在的问题。并结合产品的研制,分析指出了引起断弹的原因。     

气推式脱壳弹脱壳运动研究与计算

在对膛口流场进行简化的基础上，研究了气推式脱壳弹脱壳过程中弹托与弹芯的起动条件和分离运动。对某航炮用气推弹在膛口流场中的受力进行了工程估算，并计算了该弹的脱壳运动情况，分析了气孔面积对脱壳时间的影响。     

长杆穿甲弹发射时弹体应力场动态有限元分析

应用弹塑性有限元方法,对尾翼稳定的脱壳穿甲弹的弹芯和弹托的组合体建立了较为切合实际的模型,借助于DYNA-2D动态有限元程序的弹丸发射过程中弹体内部的应力时间历程及其分布进行了有效计算,并对不同载荷作用下弹体内部受力的差异进行了分析,确定了弹体在发射过程中的危险区域。     

弹托分离干扰风洞试验装置

利用确定的脱壳穿甲弹外形 ,模拟了几组按缩比为 1∶ 1设计的弹托和弹芯 ,应用自行设计的试验装置对弹托与弹芯之间轴向 X、径向 Y、攻角α等分离方案 ,进行了 M =4 .0 32的特殊风洞实验 ,得到了弹托在典型姿态时的气动力特性数据 ,并进行了分析和讨论 ,从而验证了试验装置的可行性与有效性 .     

导弹水下发射筒口气泡特性研究

潜射导弹通常采用燃气—蒸汽弹射装置发射,弹尾离筒阶段筒口发生强烈的水-气交互作用,形成筒口气泡,该气泡的发展过程对发射平台会造成不利影响.采用CFD软件FLUENT对导弹离筒过程筒口气泡的发展及其对发射平台的影响进行了数值模拟.然后,给出了艇体不同位置压力脉动规律及其受发射深度的影响规律.仿真结果表明,压力监测数据与实...     

多孔TNT炸药中热点形成的粘塑性塌缩机理

本文探讨了多孔ＴＮＴ炸药中热点形成的粘塑性塌缩机理。在研究孔隙周围介质的粘塑性运动和由此引起的加热时，考虑了熔化效应，并对所建立的模型进行了数值计算。结果表明，在约３ＧＰａ的较低幅值冲击波加载下，受熔化影响，在具有不同尺寸的孔隙边界附近，熔化区温度均保持在熔点附近，而熔化区的存在保证了加热层具有一定的深度。对大颗粒样品，由于孔隙塌缩过程中熔化区的不断扩大，在熔化区中屈服强度为零，粘性很小，孔隙边界最终可以达到较高的塌缩速度。因此，在孔隙闭合阶段必须考虑点火的流体动力学机理；而对细颗粒样品，熔化则强烈地降低了点火感度。     

超声速流场中子母弹分离与子弹姿态变化规律的数值模拟

为研究超声速流场中子母弹在抛撒子弹的过程中子弹的姿态运动,在用动网格技术模拟子弹的运动过程中,利用嵌套网格连接背景网格和运动的部件网格,求解k-ω湍流输运方程,同时耦合了6DOF运动方程。对弹舱靠前和弹舱靠后2种子母弹结构进行了数值模拟,结果表明:弹舱位于前部,子弹在弹射过程中受到母弹激波的影响,姿态变化较大; 弹舱位于后部,中间位置对称分布的子弹在抛撒过程中由于受到子弹激波和不对称压力场的作用,姿态会发生不对称的变化。     

不同高度强爆炸早期火球数值研究

为评估强爆炸的毁伤效应,采用一维球对称辐射流体力学方程组,数值研究了不同高度强爆炸早期火球阵面、弹壳）中击波的形成发展过程,对计算结果进行了相似律分析。结果表明：随爆炸高度增加,火球阵面、弹壳冲击波扩张速度加快,火球扩张过渡阶段开始结束位置及持续范围增加,火球中心温度下降加快,辐射能量降低过程变慢;在火球阵面以冲击波扩张传播以后,火球阵面参量基本满足爆炸相似律。     

空间碎片超高速碰撞复合板数值模拟分析

为了研究复合板对空间碎片超高速碰撞的防护能力,采用光滑粒子动力学计算方法,对飞片超高速撞击复合板的过程进行了数值模拟计算。建立了飞片撞击复合板的计算模型,对比了不同结构复合板和金属板结构的防护能力,分析了不同厚度比复合板的防护特性。结果表明:采用前陶后铝结构的复合板具有较好防护能力,同质量下,双层复合板的防护能力优于双层铝板和钢板;对于相同质量的前陶后铝结构复合板,陶瓷和铝层的厚度存在最佳比值,使其具有最佳的防护能力。     

超高速钢球打击肥皂与生物靶标的创伤弹道特点研究

通过对比研究不同速度钢球打击肥皂靶和生物靶的创伤弹道表现,探讨二者在超高速破片打击下的动态响应异同。采用不同速度(1 000 m/s、2 000 m/s、3 000 m/s、4 000 m/s)的0.72 g钢球分别打击肥皂靶和实验动物后肢肌肉丰满处。打击后观察靶标的弹道学表现,包括出入口大小、伤腔形状和大小、动物肢体损伤范围和损伤程度。研究结果表明：从1 000 m/s到4 000 m/s,随着钢球速度的增加,伤道入口越大,伤道出口从1 000 m/s到3 000 m/s逐渐增大;在4 000 m/s速度时,投射物未能穿出软组织,形成半球形伤腔;钢球以1 000 m/s速度打击肥皂时形成直径为5 cm的入口和直径0.6 cm大小的出口圆锥体;2 000 m/s速度打击肥皂时形成直径为16 cm的入口和出口直径3 cm大小的圆锥体;4 000 m/s速度打击肥皂时形成25 cm×25 cm×17 cm的半球形坑,未击穿肥皂;从弹道入口为起始点,以1 cm为间距分别测量的动物瞬时空腔、动物伤腔和肥皂空腔不同伤道深度上剖面投影的直径大小。对比相同速度钢球打击下剖面直径变化曲线,发现不同速度...     

异型弹芯斜侵彻靶板的数值分析

分析了高速撞击过程中不同入射角的异型弹芯的斜侵彻运动.结合异型弹芯侵彻靶板试验,建立了三维有限元计算模型,应用有限元软件ANSYS/LS-DYNA进行仿真计算,得到速度为1.5 km/s时靶板侵彻变形过程中的应力分布图,给出了碰撞过程中任意时刻的速度、加速度及能量的变化曲线.根据仿真结果,得到异型弹芯入射角与侵彻深度的变化曲线,与试验进行了对比,数值结果与试验结果吻合较好.     

环形燃烧室中凹腔对C2H4/Air旋转爆轰流场影响的数值模拟

为研究环形燃烧室中凹腔对旋转爆轰流场的影响,通过在开源计算流体动力学软件OpenFOAM框架内求解Navier-Stokes方程,对C₂H₄/Air旋转爆轰燃烧室（RDC）进行三维数值模拟研究。保持进气总压为0.6 MPa,分别在总温300 K、600 K和800 K条件下对比同轴圆环形和凹腔基环形两种构型RDC的主要流场特征,研究凹腔对旋转爆轰波传播特性的影响,定量分析不同热释放速率下消耗的燃料占比,对比了不同热释放速率下消耗的燃料比例。结果表明：对于凹腔基环形RDC,在凹腔内存在回流区,导致在凹腔上游流速缓慢,但在凹腔收缩段流动明显加速,RDC出口的面平均马赫数大于与之对应的同轴圆环形RDC;受燃料向RDC出口和凹腔内壁方向侧向膨胀的影响,相对于同轴圆环形RDC,爆轰波在凹腔基环形RDC中传播时具有更高的速度亏损;部分新鲜燃料与燃烧产物在凹腔内混合,提高了爆轰波波前反应物的温度;在相同进气条件下,同轴圆环形RDC以爆轰形式消耗的燃料占比更多。所得研究结果对RDC的结构设计和优化具有一定的指导意义。     

火箭弹锥形运动稳定性分析

根据滚转火箭弹的动力学方程,给出了在弹体坐标系下无控低速滚转火箭弹在被动飞行段的锥形运动方程组。对方程进行线性化,采用里雅谱诺夫一级近似方法,得出其系统稳定性方程。由Hurwitz判别准则,找出,删向力矩对系统稳定性的影响。结合实际算例验证侧向力矩对火箭弹锥形运动的影响并通过仿真得到临界转速和临界锥角。