电磁脉冲作用下导弹的表面效应分析

电磁脉冲对导弹飞行影响很大,利用时域有限差分法分析了电磁脉冲作用下导弹壳体的表面效应.计算结果表明,在入射电磁脉冲的作用下,导弹壳体上将感应出很大的电流和电荷.导弹尾焰的存在将影响导弹壳体上的感应情况,尾焰的长度、尾焰电导率、与弹体的连接情况均会对感应情况产生影响.     

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...     

导弹弹射发射分离轨迹的数值研究

采用弹射方式发射空空导弹会提高对导弹姿态控制的要求。将基于N-S方程求解的流动数值模拟与控制律和求解导弹运动方程相结合,进行机载导弹弹射发射分离轨迹的计算研究。结果表明无控条件下静不稳定导弹在载机干扰流场中姿态发散较快,不利于导弹与载机的安全分离,引入姿态控制后导弹离开载机过程中的姿态变化得到有效控制,提高了导弹弹射发射安全性。     

潜射导弹水下近筒口点火数值模拟研究

采用Mixtrue多相流模型和RNG k-ε湍流模型并结合动网格技术,通过求解非定常雷诺平均N-S方程,对潜射导弹筒口燃气泡内点火的复杂多相流问题进行了二维轴对称数值模拟。计算结果表明,在发动机点火工作前,筒口气泡不会收缩断裂;发动机点火工作后,燃气射流也未出现"断裂"和"回击"。模拟结果表明,潜射导弹发动机在筒口燃气泡内点火有利于发动机的稳定工作,可为潜射导弹水下发射与水下点火方式的研究提供参考。     

潜射导弹筒口气泡发展规律研究

燃气-蒸汽弹射过程中,导弹尾部离筒后的强烈水气交互作用形成的筒口气泡对导弹运动有一定的影响。利用动网格技术和MIXTURE模型对导弹弹射出筒后筒口气泡的发展情况进行了研究,探究了筒口气泡扩张、收缩和拉断的一系列过程,比较了泡内不同位置的压力变化和压力传递过程,指出了气泡形态跟泡内压力呈负相关的关系。仿真结果可用于工程预报。     

弹道导弹主动段红外成像特征仿真分析

为降低低轨导弹预警卫星的虚警概率,文中在分析弹道导弹主动段红外辐射特征的基础上,通过建立尾焰的几何特征模型和红外特征模型来描述导弹主动段的红外成像特征,并运用模型计算尾焰的红外辐射分布,构建了导弹尾焰的仿真图像,仿真图像能够准确反映导弹尾焰的红外图像真实情况,为有效识别导弹,提高导弹预警的准确性提供重要参考.     

比例导引法三维弹道仿真分析

简要介绍了导弹的导引规律.以比例导引法为例,采用预报-校正法给出了比例导引法的差分方程,结合使用M atlab语言,对比例导引法的导弹弹道进行了三维仿真,绘制出舰空导弹的垂直发射弹道,分析了导弹速度、目标速度以及比例导引系数的变化对弹道的影响.     

基于质量矩控制机理的导弹飞行姿态变化的研究

导弹质量矩机动控制通过改变导弹的质心,利用气动配平力矩改变弹体飞行姿态和攻角,从而实现导弹机动控制.在导弹高速飞行时,它克服了气动舵控制方案存在着舵面烧蚀及控制效率降低等弊端.本文详细推导了基于变质心控制导弹的非线性动力学方程,深入分析导弹在纵向平面内姿态变化情况,并研究了由于导弹质心移动引起弹体姿态角变化的两个重要因素,指出针对不旋转弹体的控制策略,为进一步设计导弹控制系统奠定基础.     

无人机机载导弹分离轨迹的数值仿真

载机发射导弹时,对导弹流场有复杂干扰,进而影响导弹在发射初始阶段的姿态和运动轨迹.为模拟导弹从载机分离后的气动特性和相对运动,文中应用CFD商用软件CFD-FASTRAN,采用动态嵌套网格技术,基于Euler方程并耦合该软件的刚体六自由度(6-DOF)运动模块求解导弹发射时的非定常流场及运动轨迹.分析挂架弹射力和载机迎角变化对分离过程运动参数的影响,发现挂架弹射力仅是加快了导弹的运动,而迎角的变化对导弹运动参数有较大影响,研究结果对飞机上如何布置外挂导弹具有参考价值.     

导弹尾喷流对机翼的气动影响

文中研究分析了无人机发射导弹时,导弹尾喷流对载机机翼的气动性能产生的影响;文中采用动态非结构网格技术,湍流模型为k-ω二方程模型,分析模拟了导弹发射初始阶段过程中不同距离对机翼气动性能的影响变化;分析结果表明,导弹发射初始阶段的尾喷流极大的改变了机翼周围的流场结构,对机翼的气动性能产生显著的影响;其研究结果对无人机的安全飞行具有一定的参考价值。     

潜载导弹水下弹射筒口气泡数理模型

潜载导弹水下弹射产生的筒口气泡载荷对水下发射安全有着重要影响.围绕潜载导弹水下弹射筒口气泡膨胀降压和收缩增压的物理机制,建立筒口气泡载荷发展变化的数理模型,为气泡载荷特性分析提供有效途径.数理模型利用不可压缩势流模型描述水环境在气泡作用下的流动状态,采用包含筒内外工质气体的均压模型描述气泡压强变化,并采用直接边界元法进...     

RLPG燃烧室气体动态特性研究及应用

为研究再生式液体发射药火炮燃烧室的压力振荡,建立了燃烧室气体三维波动方程,给出了求解气体动态特征频率的表达式,在某一确定燃烧室容积下分析了燃烧室结构尺寸对气体动态特征频率的影响规律.通过分析气体动态特性在压力振荡抑制技术研究中的影响,给出了避开燃烧室压力振荡主频带的燃烧室半径与长度的比.研究结果表明,燃烧室气体多阶动态特征频率受到激励是RLPG燃烧室产生压力振荡的一个重要原因,通过合理设计燃烧室结构尺寸可以避免燃烧室气体多阶动态特征频率受到激励.     

水下垂直发射燃气后效对筒盖系统的影响研究

在蒸汽-燃气弹射式水下垂直发射过程中,当弹尾离开发射筒时,燃气在筒内余压作用下瞬间溢出,与海水掺混,形成的筒口燃气泡。燃气泡周期性的膨胀-收缩引起筒盖的运动,会给筒盖系统的安全性带来隐患。基于计算流体动力学CFD软件中的Fluent软件包,采用动网格技术和Mixture模型对导弹离筒过程燃气后效及其对具有柔性支撑筒盖系统的影响进行了数值模拟。研究了筒口气泡膨胀-收缩的周期性过程,获得了出筒过程中,筒盖的运动规律和受载特性。仿真结果表明,筒盖特征测点压力值与试验测量结果吻合度较高,验证了该研究方法的有效性,为筒盖系统的设计和安全性评估提供了研究方法。     

燃气弹射发射筒内燃气-空气二次燃烧现象研究

燃气发生器喷出的燃气射流与发射筒内空气发生二次燃烧现象对导弹发射装置产生强烈的热冲击和烧蚀。为了研究含运动边界的发射筒内二次燃烧现象,采用三阶精度MUSCL格式求解9组分10步H₂/CO基元化学反应动力学模型,使用域动分层网格更新方法模拟导弹运动。在与燃气自由射流冲击平台效应实验数据对比验证的基础上,分析了发射筒内二次燃烧现象对发射筒内流场和内弹道的影响以及筒内燃气-空气二次燃烧产生的原因。数值结果表明:二次燃烧不仅影响温度场分布,而且影响导弹的内弹道特性; 发射筒内二次燃烧现象是由于燃气发生器喷出的可燃成分与发射筒内O₂发生了强烈的化学反应导致的。研究结果对燃气弹射导弹内弹道设计提供了一定的理论基础。     

燃烧产物特性对燃气弹射内弹道与载荷的影响研究

为了研究燃烧产物特性对燃气弹射初容室二次燃烧流场、内弹道和载荷的影响,采用Realizable k-ε湍流模型、域动分层动网格技术和有限速率/涡耗散模型,建立包含动边界的初容室二次燃烧流动模型。通过与实验数据对比,验证了燃气弹射模型的有效性。数值研究了燃气发生器喷管入口燃烧产物压力和组分浓度比值对燃气弹射内弹道和载荷的影响,计算得到了满足导弹出筒要求的喷管入口压力和组分浓度比值的变化范围。数值研究表明：随着燃气发生器喷管入口压力的增大,初容室中O₂完全消耗的时间变短,导弹出筒时间缩短,出筒速度增加,加速度峰值增大;随着喷管入口CO与H₂浓度比值的增大,初容室中O₂完全消耗的时间变长,导弹出筒时间延长,出筒速度减小,加速度峰值减小。研究结果为燃气弹射内弹道设计提供了理论基础。     

不同障碍物对燃气弹射平滑压力效果对比分析

针对导弹燃气弹射压力双波峰冲击的问题,建立了含二次燃烧和尾罩运动的二维轴对称数值模型。在验证了模型真实性的基础上,以相似结构设置为对比基准,分析了3组障碍物设置对弹射内弹道流场的影响。结果表明:环形隔板与环形腔都能有效的延迟发生二次燃烧的时间,减弱二次燃烧的冲击,改善发射筒内的热环境。Angle=0°环形腔比等高环形隔板更能消除"双峰"现象,级减环形隔板比Angle=-2°环形腔平滑压力效果更好,Angle=2°环形腔比级增环形隔板更能减弱燃气对于筒底的压力,减小筒底烧蚀。     

同心筒发射燃气流二次燃烧数值研究及导流板结构改进

针对同心筒热发射燃气射流二次燃烧冲击效应问题,采用3阶精度的MUSCL格式求解11组分12步基元化学反应动力学模型,弹体运动运用域动分层网格更新方法,数值模拟了同心筒发射H₂/CO混合燃气流场。在燃气自由射流二次燃烧数值模拟结果与文献实验数据对比验证的基础上,分析了同心筒发射燃气流含化学反应的流动特点,以及在导弹出筒时筒口导流板结构对弹体的影响。数值结果表明：在筒外燃气与空气混合区域出现明显的二次燃烧,而在筒内二次燃烧几乎可以忽略;当弹底出筒后,从内外筒间隙排除的燃气、导弹尾部燃气射流和弹底之间相互干扰,形成反溅激波;反应流流场轴线温度高于冻结流和单一组分流流场轴线温度;导流板结构能明显降低弹体表面温度,其高度最优值在1.5倍内外筒间隙附近。研究结果对同心筒发射装置结构优化设计具有一定理论参考意义。     

贮运发射箱易碎易裂盖自动开盖研究

为研究导弹发射时格栅式贮运发射箱易碎易裂盖自动开盖技术,文中建立了导弹和贮运发射箱二维模型,并求解非定常、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程组和RNG k-ε湍流模型方程.结果表明:在格栅干扰下,燃气射流在冲破后盖过程中产生了更加强烈的扰动波;扰动波以超音速向前流动,并在前盖产生压力峰;扰动波速度和前盖压力峰值均与其强度正相关.仿真结果和试验相符,表明格栅式贮运发射箱自动开盖技术具有工程应用价值.     

通过缩比试验数据计算潜射导弹的载荷

即使潜射导弹缩比模型试验中弹道、弹体外形、空泡生成、发育、回射及溃灭规律满足缩比相似律,但由于模型的结构动力学特性相似关系难以满足,导致缩比试验数据难以直接计算原型载荷。提出了一种利用缩比模型试验弹体表面测压数据计算原型弹体横向动力响应的修正计算方法。该算法将测压数据分解为“空泡回射与溃灭” 水动力和与弹体结构振动有关的水动力两部分。通过对第一部分水动力建立确定的数学模型,对第二部分水动力用附加质量和附加阻尼进行表述,基于该算法计算得到了原型弹体的动力响应,并与水动力直接转化算法进行了比较。结果表明二者的差别不可忽视。此方法可为潜射导弹载荷计算提供有益的参考。     

冲压式舵机自振参数随飞行速度变化规律的仿真

为研究导弹飞行速度对冲压式气动舵机自振参数的影响,采用数学建模和计算机仿真的方法,建立了舵机系统的数学模型和计算机仿真模型,通过仿真分析了气源压力和铰链力矩变化对自振参数的影响,揭示了舵机自振参数随飞行速度变化的内在机制,结果显示铰链力矩是影响自振荡参数的主要外在因素.分析表明,在总体设计中,应尽量减小导弹飞行速度的变化范围,以增强冲压式舵机自振荡参数的稳定性.