三角形截面易碎穿甲弹靶后破碎特征

为研究三角形截面易碎穿甲弹的靶后破碎特征,以相同横截面积大小和杆长的圆形截面易碎穿甲弹为参照对象,对两种不同截面弹丸进行着靶速度为800~1 200 m/s和着靶角度为0~45°的靶后破碎特征试验,并采用AUTODYN分析软件对相同工况进行数值模拟。结果表明:三角形截面相较于圆形截面,弹丸的破片增量由800 m/s时的15.9%提高到1 000 m/s时的30.9%;随着靶角度的增大,三角形截面相较于圆形截面,弹丸的破片增量由0°着角时的29.0%减小到45°着角时的23.6%。试验与仿真结果吻合较好。     

喷嘴特性对水冲压发动机性能的影响

为研究燃烧室喷嘴特性对两次进水水冲压发动机比冲性能的影响规律,建立了发动机补燃室两相反应模型,通过地面直连试验验证了模型的合理性;对不同一次喷嘴雾化锥角、喷射速度下的镁基水冲压发动机内部燃烧组织进行了数值模拟,结果表明,一次喷嘴雾化锥角在110°附近时,发动机比冲效率最优;一次喷嘴喷射速度在38.4～50 m/s时,发动机比冲效率最优.     

新型双层药型罩形成毁伤元数值模拟与分析

在传统的双层药型罩形成串联EFP的基础上,提出了一种新型双层药型罩结构。利用ANSYS/LS-DYNA软件对该结构进行了数值模拟,并对其主要影响因素进行了对比分析。研究结果表明:当内层药型罩曲率半径R从112mm等间距增大到152mm时,多破片的稳定速度变化不大,基本保持在1893m/s,飞散角α则从0.69°逐渐增大到2.27°;EFP的速度从1646m/s增大到1738m/s,长径比L/D则从3.6逐渐降低到1.9。     

大口径弹体高速入水载荷特性研究

针对未来海上平台发射大口径抛射体入水冲击载荷问题,为了研究速度接近200 m/s时,不同速度、入水角度以及攻角对大口径平头弹体入水径向载荷以及轴向载荷的影响,基于LS-DYNA软件,采用多介质ALE方法,对速度在150～190 m/s,入水角度在45°～60°之间,具有3°～7°攻角的弹体入水模型进行数值模拟。结果表明:在同一入水速度的情况下,轴向载荷峰值随入水角度的增加而增加,径向载荷峰值随着入水角度的改变有一定的波动; 在入水初期,径向载荷到达峰值后慢慢趋于稳定并收敛于0; 径向载荷的峰值出现在轴向载荷撞水瞬间产生的第1次小峰值时刻; 正攻角会使弹体产生顺时针旋转的径向载荷,负攻角会使弹体产生逆时针旋转的径向载荷,载荷大小随着攻角数值大小的增大而增大。     

含碳颗粒凝胶推进剂模拟液雾化研究（英文）

制备了含质量分数5%平均粒径5μm的碳颗粒的凝胶推进剂模拟液并研究了其雾化特性。测量了模拟液的流变特性,在射流速度10~22 m·s~(-1)、撞击角60°~90°、喷嘴直径0.5~1.5 mm及喷嘴长径比3.5~8条件下进行了雾化实验,利用线性稳定理论研究了其液膜破碎特性。结果表明,碳颗粒的添加导致凝胶模拟液的稠度系数增大、流动指数减小;在本文实验范围内,模拟液只能雾化形成液丝及大尺寸液滴,雾化效果随着射流速度、撞击角度的增加而改善,喷嘴长径比及喷嘴直径变化对雾化模式的影响很小;理论预测的液膜破碎长度与实验值之间存在14.9%~24%的误差,但线性稳定理论预测的液膜破碎长度变化趋势与实验吻合良好。     

一种改进的"钻石背"翼设计

针对目前滑翔弹射程短的缺点,提出一种改进的"钻石背"弹翼.通过增大后掠翼的后掠角、前掠翼的前掠角和展弦比来改进钻石背弹翼,分析计算在飞行攻角为0°～8°的使用条件下不同飞行马赫数时的气动特性.在逆风飞行条件下计算飞行弹道,结果表明在12000m高度,270m/s水平速度投弹的条件下,射程达到110km以上.通过对翼张机构的设计,在原理上说明了菱形弹翼张开机构的可行性.     

五帧差分法提取实测红外烟幕图像的特征参数

为提取实测红外烟幕的效应特征量(烟幕宽度、烟幕高度、烟幕遮蔽面积、遮蔽时间)和运动特征量(垂直方向、水平方向的扩散速度)参数,设计了野外测量红外烟幕的试验场地布置方案,应用红外热像仪采集了红外烟幕弹在112 s内爆炸和扩散过程的视频数据,采用了五帧差分法对红外热像仪视频序列中的红外烟幕进行分割和提取,得到了红外烟幕的效应特征量区域和运动特征量区域,并根据场地布置的几何关系对试验结果进行了风向修正,以红外烟幕图像像素点为基本单元,对红外热像仪视频序列中每一帧烟幕的效应特征量区域和运动特征量区域中每一个像素点所代表的实际烟幕高度数值和宽度数值进行了求解,进而得到红外烟幕的效应特征量和运动特征量参数.经实测红外烟幕视频分析验证,该方法可以快速提取红外烟幕特征参数,其爆炸瞬间烟幕宽度、烟幕高度、烟幕遮蔽面积迅速增加至4.7 m,5.2 m,24.2 m2,水平沿风速方向的烟幕前沿扩散速度达到了126 m·s-1,垂直方向烟幕前沿扩散的速度达到了146.3 m·s-1.对研究红外烟幕扩散仿真方程的修正、作战效能评估、作战运用具有较高的实际应用价值.     

大气环境中双股自击式喷嘴雾化液滴的运动特性

为了研究大气环境中双股自击式喷嘴雾化液滴的运动特性,设计了双股自击式射流喷雾实验装置,运用多普勒相位粒子动态分析仪(PDPA),观测了喷嘴压降对于雾化液滴运动特性的影响,着重分析了液滴轴向速度和径向速度的分布。结果表明:随着测量截面与喷嘴间的距离由25mm增到100mm,液滴平均直径(D30)变大:当喷嘴压降为2.2MPa,D30由44.26 m增大到61.26 m,当喷嘴压降为2.6MPa,D30由42.88 m增大到55.49 m;距离喷嘴越远,液滴轴向速度和径向速度越小;测量点距离中心轴越远,液滴轴向速度越小,径向速度脉动越大;喷嘴压降增大,液滴平均直径减小,液滴轴向速度分布均匀性变好,径向速度分布均匀性变差。     

红磷烟幕使用特性及其对红外激光的最佳消光直径

在中型烟幕柜中测试了红磷烟幕的粒度分布,计算了红磷烟幕的发烟能力和自由沉降速度以及对多种波长电磁波的衰减系数,分析了红磷烟幕的多波段消光特性及其在组合烟幕中的应用。研究表明：红磷烟幕平均直径分布在0.5～13μm;发烟能力3.9—22.9;对可见光至14μm红外的衰减系数分布在200／m～41.67/m;沉降速度远小于0.007 m/s并具有良好的组合使用特性。根据Mie理论计算了多种直径红磷烟幕粒子对1.06 μm、3.39 μm和10.6 μm激光的散射、吸收和消光效率因子。分析表明：直径显著小于入射波长的烟幕粒子的消光作用中吸收效应居主导地位;随着粒子直径增大散射效应逐渐增强;当烟幕粒子的尺度接近入射波长时散射和吸收效应趋于一致;红磷烟幕粒子对10.6μm和3.39弘m红外激光辐射的最佳消光直径分别为9.0μm和4.0μm.     

小攻角下的水中引信前置涡轮转动特性和空化研究

为了获得小攻角下水中引信前置涡轮的转动特性,理论分析了小攻角下涡轮的转动情况,并建立了仿真模型和试验方案。以此为基础,针对0°攻角和5°攻角,获取了0~35 m/s来流速度下的涡轮转速。在10 m/s来流速度下,针对无空化以及空化数为0.2~1.0的情况,利用仿真和试验结果对比分析了0°攻角和5°攻角下相应的涡轮转动和空化特性。研究结果表明,仿真结果与试验结果基本一致,较好地预测了涡轮的特性。与0°攻角情况下相比,在较低来流速度（小于20 m/s） 下,5°攻角情况下的涡轮转速偏大,高速下反之;在发生空化时,5°攻角情况下的涡轮失去了原有转速信号的周期性变化,并在更低的空化数下停转。     

展开角度及起爆位置对轴向展开式定向战斗部性能的影响

为了研究轴向展开式定向战斗部的毁伤效能,采用AUTODYN软件系统分析了展开角度及起爆位置对轴向展开式定向战斗部破片性能的影响,获得了战斗部轴向展开角度及起爆位置对形成破片质量分布、飞散速度及飞散角的影响规律。结果表明,前向爆炸成型弹丸(EFP)速度随轴向展开角增大而逐渐减小。而EFP长径比增加,翼径比为4.2左右,战斗部轴向展开角的增大可提高有效破片质量百分比,破片最大飞散速度出现在距起爆端约33.33%处,起爆位置在装药外侧时战斗部的有效破片百分比达67.57%;选取战斗部的轴向展开角度为60°左右,且起爆点位于最外侧,可实现轴向展开式定向战斗部定向与汇聚打击的高效毁伤功能。     

弹箭尾翼气动减阻方法研究

为了增大尾翼弹弹道射程和打击范围,利用气动仿真与外弹道仿真计算相结合,分析了尾翼后掠角和斜切角对气动特性和弹道特性的影响。针对某六尾尾翼弹,利用气动仿真分析了后掠角和尾翼斜切角对阻力、升力、静稳定性和弹道特性的影响。仿真结果表明,尾翼产生的阻力占比较大,在一定范围内加大尾翼后掠角可有效减阻。当尾翼斜切角较小时,增大后掠角提高升力和静稳定性;当尾翼斜切角较大时,增大后掠角不一定可以提高升力和静稳定性。综合设计尾翼斜切角和后掠角以达到减阻效果时,需考虑尾翼前缘面积和迎风面与来流夹角。算例结果表明：40°尾翼后掠角和10°尾翼斜切角组合优化的条件下,阻力减小到原来的60%,最大射高提高了30%,射程提高了40%。     

不等径开放式撞击流雾化特征及二乙二醇/水体系混合研究

采用粒子图像测速技术(PIV)对不等径开放式撞击流中质量分数60%的甘油-水溶液雾化性能进行了研究,探讨韦伯数We(51≤We≤1605)、入射速度u(2.12 m·s^-1≤u≤6.37m·s^-1)、喷嘴直径(喷嘴1:左侧喷嘴直径(D₁)=1.5 mm,右侧喷嘴直径(D₂)=2 mm;喷嘴2:D₁=2 mm,D₂=3 mm)对液膜破碎特征及液滴行为的影响,并对复合含能材料粘结剂溶剂二乙二醇与水混合过程的液滴分布进行了研究。结果表明:随着We增大,液膜破碎长度先增大,当液膜破碎模式到达无边缘模式后减小,且液膜厚度与液滴直径逐步减小,液滴速度逐步增大;随喷嘴直径增大,液膜破碎模式变化不显著,液膜破碎长度、厚度、液滴直径均增大,液滴速度则逐步减小。同时,拟合得到液膜破碎长度、液膜厚度、液滴索特平均直径D[3,2]与喷嘴直径、韦伯数间的经验关联式,采用二乙二醇与水体系验证后发现,随入射速度增大,二乙二醇与水撞击混合后液滴直径减小,分布变窄,D[3,2]数值在经验关...     

排布角对新型组合式MEFP战斗部影响研究

为提升弹药战斗部的毁伤效能,设计了一种新型组合式多爆炸成型弹丸(MEFP)战斗部,将战斗部的成型模块分为3圈,对各圈装药进行了编号;数值模拟分析了排布角对MEFP速度、成型形貌和飞散角的影响规律。研究表明:随着排布角的增加,2号装药形成的EFP弹丸轴向速度、长径比、尾裙差均减小,而径向速度和飞散角逐渐增大;3号装药形成的EFP弹丸轴向速度、径向速度、长径比、尾裙差和飞散角均逐渐减小;4号装药形成的EFP弹丸轴向速度、径向速度、长径比逐渐减小,而尾裙差和飞散角逐渐增大。当排布角为15°时,形成的EFP虽然轴向速度、径向速度小于其他结构,但是在形成的EFP形貌和飞散角方面有较大的优势。     

某空气雾化旋流喷嘴在受限空间内雾化特性的实验研究

为了研究某空气雾化旋流喷嘴在受限空间内的雾化特性,采用多普勒相位粒子动态分析仪测量了雾化场中液滴的粒径和轴向速度,并将大气环境中和受限空间内的雾化参数进行了对比分析。结果表明：雾化液滴的索特平均直径由气体和液体喷射压力共同决定;随着距喷嘴轴向距离的增大,液滴索特平均直径呈现先减小后增大的变化趋势,液滴轴向速度逐渐减小;当液体喷射压力一定时,气体喷射压力增大,液滴索特平均直径变小,液滴轴向速度变大;当气体喷射压力一定时,液体喷射压力增大,液滴索特平均直径增大,但液滴轴向速度变化较小。     

HTPE推进剂机械刺激下的安全性研究

为研究HTPE推进剂在机械刺激下的安全性，采用BAM撞击感度仪和摩擦感度仪测试了其临界撞击能量和临界摩擦力，参考北约STANAG 4496标准对其进行破片撞击试验，测试其在不同破片撞击速度、不同破片撞击角度下的响应等级。结果表明：该HTPE推进剂的临界撞击能量为7J，其在撞击刺激下的安全性高于常规丁羟推进剂，临界摩擦力为54N，对摩擦刺激敏感；撞击角度90°时，破片速度增大（2 100～2 300 m/s）,HTPE推进剂响应等级均为V类（燃烧）；破片速度为1 850 m/s、撞击角度60°时，HTPE推进剂响应等级为Ⅲ类（爆炸）；撞击角度由90°转为60°时，HTPE推进剂受到的摩擦作用增强，响应等级由燃烧转为爆炸，其破片撞击安全性下降。     

EFP斜冲击高速运动柱壳装药数值模拟研究

用LS-DYNA动力学有限元数值计算软件,模拟EFP战斗部斜冲击高速运动柱壳装药过程,分析战斗部着角对高速运动柱壳装药冲击起爆效能的影响规律.结果表明:弹目交汇条件对EFP战斗部冲击起爆效能影响明显;柱壳装药以400 m/s速度运动且与EFP运动方向夹角为钝角时,着角位于0°～20°区间时EFP战斗部均可成功引爆柱壳装药,当着角为25°时,无法引爆柱壳装药,着角≥40°时弹丸跳飞;柱壳装药以400 m/s速度运动且与EFP运动方向夹角为锐角时,EFP冲击起爆效能明显增加,着角位于0°～45°时EFP战斗部均能对其冲击起爆.通过调整EFP战斗部与柱壳装药弹目交汇条件可实现对柱壳装药冲击起爆.     

迫击炮弹引信精确制导组件气动外形优化

为了给二维弹道修正精确制导组件气动外形设计提供参考,将Fluent流体仿真与编制的外弹道解算程序相结合。利用Fluent所得到的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、赤道阻尼力矩系数以及稳定储备量等弹丸气动参数导入弹丸运动方程,分析其外弹道特性,对该二维弹道修正精确制导组件所使用固定鸭舵的舵截面翼型、面积、形状、斜置角、位置以及弹丸尾翼的形状和面积进行了气动优化设计。仿真验证结果表明,鸭舵添加后明显增大了弹丸阻力系数,并且鸭舵的位置越靠近弹体顶部,越不利于弹丸的稳定。对于所配用的迫击炮弹,鸭舵截面翼型取低速翼型系列中相对弯度为0,最大弯度为0,相对厚度为12%的NACA 0012翼型,单个鸭舵面积为723 mm~2、控制舵斜置角为4°、差动舵斜置角为6°、单个尾翼面积为4 567 mm~2,在弹丸初速341 m/s,射角45°时的最大横向修正距离可达112.61 m,满足设计要求。     

动能块对屏蔽B炸药冲击引爆效应研究

研究动能块对屏蔽B炸药冲击起爆机制与临界起爆速度.采用AutoDyn-3D仿真软件,对钨合金动能块撞击不同盖板厚度屏蔽装药仿真计算,获得着角0°～ 80°动能块引爆屏蔽装药临界起爆速度,拟合获得速度与着角函数关系.结果表明,临界起爆速度在盖板不同厚度条件下随着角增大非线性变化.着角大于40°起爆阈值速度随角度增加而增大,但增速不同;着角小于40°盖板厚度大于10 mm速度随着角增大而减小,盖板厚度10 mm屏蔽装药临界起爆速度具有随机性.     

头部钝度和尾部形状对空射火箭气动特性的影响

为了研究空中发射运载火箭外形对气动特性的影响规律,通过低速风洞实验,利用六分量天平测量空射火箭模型在迎角0~80°,4个速度(17m/s,25m/s,35m/s,40m/s)下的气动力和气动力矩。结果表明:在零侧滑条件下,模型的背风区出现了非对称涡,产生较大的侧力和偏航力矩,俯仰力矩随迎角的变化存在不稳定区域;相比圆柱形尾部模型,收敛扩张形尾部提高了模型的纵向稳定性,6%头部钝度的圆头模型最大侧力减少至少50%,非对称涡的起始迎角提高了7°。研究结果可为内装式空射火箭的外形设计提供一定的参考。