导弹水面热分离性能建模与计算

根据战术导弹与运载器水面动态热分离过程特点,建立了导弹与运载器分离载荷和分离弹道工程计算模型,编制了相应计算机解算程序。针对一种水面热分离战术导弹,计算其与运载器的水面动态分离性能,计算值与相关结果符合较好。分离性能工程模拟计算快捷方便,可为水面导弹分离系统的设计和改进提供一定理论指导。     

近水面航行的导弹运载器弹道稳定性

根据导弹运载器外型设计分析其近水面航行的稳定性问题,在导弹运载器水下六自由度运动模型建立方法的基础上,利用Matlab对运载器在大深度发射情况下的控制方案及水中运行弹道进行了数学仿真研究,利用Simulink模块对运载器近水面航行的稳定性进行了分析.数学仿真和稳定性分析结果表明导弹运载器在近水面航行时具有较强的抗纵向扰动能力,运动是稳定的.该研究在运载器的弹道控制和稳定性设计方面具有实际意义.     

潜射导弹运载器水下发射关键技术研究

在论述潜射导弹运载器基本理论的基础上,对潜射导弹运载器水下发射的关键技术进行了论述。     

潜射导弹运载器的水弹道控制及近水面航行的稳定性分析

文中在介绍导弹运载器水下六自由度运动模型建立方法的基础上,利用Matlab对运载器在大深度发射情况下的控制方案及水中运行弹道进行了数学仿真研究,同时利用Simulink模块对运载器近水面航行的稳定性进行了分析,并给出仿真结果.     

潜射捕鲸叉导弹运载器的技术特性

对潜射型捕鲸叉导弹的运我器的水弹道、水面分离弹道和结构成型关键技术进行了全面深入的剖析,并仿真推算了运载器与导弹水面动态自推力分离性能,分析结果对水下运我器的设计与研究具有工程参考价值。     

基于MATLAB的潜空导弹运载器的水弹道研究

在潜空导弹运载水下六自由度运动模型建立方程的基础上，针对潜空导弹运载器与导弹水面分离后下沉物提出了两种弹道设计方法，并利用Matlab对这两种设计方法进行了仿真与比较。本课题的研究在运载器的弹道设计方面具有实际意义，得出了一些有用的结论。     

潜潜导弹运载器发射技术分析

介绍了国外潜射反潜导弹(火箭助飞鱼雷)的现状和发展趋势,并对潜射反潜导弹运载器发射方式的关键技术进行了分析.     

潜射导弹运载器水下运动轨迹仿真

潜射导弹是以潜艇为发射平台的导弹,具有隐蔽性好、机动性强、对敌攻击突然性大和生命力强的优点。以潜载垂直发射导弹为背景,研究了导弹运载器在水下垂直发射过程中受到的力和力矩载荷,建立了运载器水下运动数学模型,并在此基础上进行了水下运动轨迹仿真及数据分析,根据不同的仿真要素,研究分析了导弹运载器在不同条件下的运动姿态和相应的临界条件。     

潜射导弹运载器空中热分离建模与仿真

针对潜射导弹垂直发射运载器空中热分离问题,建立了轴向弹射分离模型和弹器联合体空中运动数学模型,以内弹道计算为切入点,对内外弹道进行耦合求解。基于燃气节流孔直径不同的3种分离方案,仿真研究了弹器空中分离运动特性,确定了导弹最终运动状态和最佳分离方案。该仿真结果可作为导弹进入气动飞行控制模式初始条件,为潜射导弹全弹道规划提供重要依据。     

美法潜射飞航导弹运载器及其发展

简述了潜射飞航导弹运载器的功用和选择, 分析了美国潜射捕鲸叉导弹无动力运载器与法国飞鱼导弹有动力运载器, 对两类运载器的特点进行比较并提出了运载器的发展趋势.     

导弹水下发射装置内流场数值研究

针对潜射导弹同心筒发射装置,建立了二维内流场模型,建模中将两相流问题简化为单纯的高速气体射流问题.计算表明,从导弹离筒速度和筒内行程等总体指标看,单相高速气体射流模型和VOF模型的计算结果相差不大;单相高速气体射流模型能够较准确地揭示出导弹水下发射装置内气体流动的细节;VOF模型计算工作量大,耗时长,而单相高速气体射流模型的计算工作量相对较小,计算速度快.简化模型研究水下发射内流场方法可行.     

从布拉瓦潜地导弹试验失败谈对水中载荷的初步认识

布拉瓦潜地导弹先后3次发射均以失败告终,使研究人员进一步认识到水下发射技术是潜射导弹的关键技术之一,在导弹载荷设计中应重视导弹水下运动主动段飞行和地面操作(含运输)载荷情况,对于目前无法用较准确的数学模型描述的因素,应采取工程"抗"的措施解决结构承载问题.     

误差分离技术及其在导弹精度分析中的应用

精度分析是导弹设计中的重要环节,误差分析、误差分离则是精度分析的主要内容.介绍了影响导弹精度的主要误差源、导弹精度分析与误差分离的概况、误差分离方法,并将误差分离技术应用到动基座发射导弹精度分析中,对动基座发射导弹的误差因素进行了分析.     

无人机箱式发射助推火箭燃气流场数值模拟

对计算流体力学中的域动分层法动网格更新技术进行了阐述,并且应用该方法对无人机发射时的燃气流场进行数值模拟,得到全流场参数在三维空间上的时间分布.无人机每个时刻的运动速度事先根据推力曲线计算好,随着无人机的运动,根据相应变化的运动边界更新网格,并且计算新网格下的流场分布,相应的流场边界条件也会发生变化.通过分析计算得到的箱上各监测点的压力分布曲线,了解冲击波在箱体表面传播的过程和产生的影响,结果可以为工程应用提供有力的参考.     

燃气射流对子母弹抛撒动力学特性的影响分析

为分析子母弹囊式抛撒过程中气囊破裂后燃气射流对子弹药动力学特性的影响,结合气囊试验测试结果建立了囊式动态抛撒三维动力学模型,对燃气干扰作用下的子母弹分离动力学过程进行了数值模拟,并对不同位置喷口处燃气干扰流场进行了对比分析,揭示了分离过程中燃气射流与来流间的相互干扰作用过程,分析了燃气冲击对子弹抛撒动力学特性的影响。计算结果表明:气囊破裂后燃气射流的冲击对子弹造成的扰动过程约为15 ms,对弹体造成的初始扰动使得弹体分离气动参数呈现很强的非线性特性,其作用效果也因喷口位置的不同而呈现不同的特点。     

直沟槽与螺旋沟槽排水结构对水下炮气幕演化特性的影响分析

为了降低水下炮的发射阻力，基于气幕式发射原理设计了一种带螺旋沟槽结构的新型火炮身管，通过身管内壁上开设的4条螺旋沟槽实现水下炮低阻高速发射。建立了水下炮气幕式发射排水过程的非稳态三维两相流模型，并验证了模型的合理性，在此基础上，开展螺旋沟槽结构排水过程的数值模拟，并对比分析了直沟槽和螺旋沟槽结构对气幕排水的影响。结果表明：在扩展初期，4股燃气射流沿螺旋沟槽结构进行周向旋转和径向快速扩展；随后射流间相互干涉，逐渐汇聚；最后，4股射流形成柱状气幕，开始协同排水。气幕形成过程中，螺旋沟槽结构对射流头部扩展速度有较为复杂的影响，射流头部速度先骤减随后波动下降；柱状气幕形成后，气幕头部速度呈非线性缓慢上升。气幕头部扩展到管口时，螺旋沟槽身管的含气率相比直沟槽身管提升了9.3%，特别是弹前400 mm范围内的含气率达到100%。     

固体火箭级间分离憋压影响的天地差异性分析

地面发动机与分离联合试车是考核级间分离方案的有效方法,但由于边界条件的差异性,在地面试验中,级间分离后出现了发动机"推力波动"现象。对该现象的机理进行了分析,并设计模型进行仿真,通过仿真分析,认为飞行过程中不会出现此现象,并且该分析结果得到了飞行试验的验证。     

高压弹射装置内弹道二维模型及发射腔内流场特性分析

高压弹射装置中火药先燃烧积聚成高压气体,后瞬间打开,弹射弹丸攻击目标。为了掌握这一过程中发射腔内流场的复杂变化,建立了高压弹射装置内弹道二维气相模型,采用Runger-Kutta算法和MacCormark差分格式耦合方法进行数值模拟,并将计算所得的压力曲线与试验结果进行对比,验证了数值计算的可靠性。进一步根据计算得到发射腔内气体压力、速度等参量的分布情况,分析发射腔内的流场特性。结果表明,弹射关键阶段在弹丸启动的较短时间内,高压气体大小和分布是影响弹丸弹射效果的直接因素。     

CE/SE方法在点火管一维两相流数值计算中的应用

介绍了CE／SE方法。该方法不同于以往的一些计算格式，在计算中它把时间和空间同等对待，具有格式构造简单、计算方便和对激波间断分辨率高等优点。运用适合点火管一维两相流控制方程的CE／SE方法来计算点火管内的一维两相流流动，源项采用四阶Runge-Kutta方法进行处理。数值计算的结果与实验数据的比较表明，CE／SE方法能对两相流进行有效的数值模拟。     

中大口径榴弹采用ICT检验注装药底隙方案研究

注装药底隙是常规榴弹的致命缺陷,现通常采用抽样检查。文中通过对缺陷的产生和目前国内外检验方案的分析入手,经可靠性计算,并结合我国工业实际,以提高验收可靠性的思路来设计,提出了新的动态调整型验收方案:在生产初期进行全数检验,当达到一定合格数量后,再实施抽样检验。该方案能在不提高检验成本的情况下降低军方的使用风险,提高ICT验收可靠度。