子母弹抛撒干扰流场的数值模拟

运用流体力学软件CFX对子母弹抛撒时的干扰流场进行了数值模拟。研究给出了当子母弹抛撒时,子弹在不同马赫数条件下和有一定夹角的情况下的气动特性。这些结论为子母弹的分离参数选择提供了参考依据。     

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。     

基于嵌套网格的超声速子母弹分离数值分析

为研究超声速下子母弹分离流场和气动特性,采用嵌套网格技术和有限体积法离散求解三维黏性可压缩流的Navier-Stokes方程,同时建立6自由度刚体的运动学方程与动力学方程。将6自由度刚体运动与计算流体力学耦合,数值模拟超声速下子母弹分离过程,研究子母弹分离过程的流场特性和子弹初始分离状态（如子母弹初始分离时子弹飞行速度及其初始姿态角等）对其分离过程的影响。结果表明：嵌套网格技术可以很好地模拟超声速下子母弹分离的复杂干扰流场;超声速条件下,子弹脱开母弹时的飞行速度和子母弹初始分离速度越大,分离攻角越小,各个弹体之间可以更安全快速地分离。     

超音速子母弹分离气动干扰风洞试验

对超音速飞行子母弹分离气动干扰特性进行了风洞试验研究,给出了试验模型、试验方案、试验测试系统和干扰试验结果,其中母弹模型为抛出子弹后的弹体形状.试验反映了母弹模型头部激波对不同相对位置、不同姿态子弹模型的气动干扰特性.试验结果表明,子弹弹头在母弹弹头激波层时,干扰最为显著.根据干扰特性提出了工程应用的初步改进措施.     

燃气泄漏对火药燃气多活塞抛撒的影响研究

针对子母弹火药燃气多活塞抛撒的设计问题,文中以经典内弹道模型为基础,结合流量模型,将子母弹火药燃气多活塞抛撒过程划分为3个阶段,建立了考虑燃气泄漏的火药燃气多活塞抛撒内弹道数学模型.以某子母弹抛撒结构为例,分析了燃气泄漏参数对子母弹火药燃气多活塞抛撒过程的影响规律,并对火药燃气多活塞抛撒结构工程设计中的泄漏面积提出了控制建议,为火药燃气多活塞抛撒结构工二程设计提供参考.     

燃气泄漏对火药燃气多活塞抛撒的影响研究

针对子母弹火药燃气多活塞抛撒的设计问题,文中以经典内弹道模型为基础,结合流量模型,将子母弹火药燃气多活塞抛撒过程划分为3个阶段,建立了考虑燃气泄漏的火药燃气多活塞抛撒内弹道数学模型.以某子母弹抛撒结构为例,分析了燃气泄漏参数对子母弹火药燃气多活塞抛撒过程的影响规律,并对火药燃气多活塞抛撒结构工程设计中的泄漏面积提出了控制建议,为火药燃气多活塞抛撒结构工程设计提供参考.     

子母弹燃气囊抛撒模型及其计算

子母弹燃气囊子弹抛撒系统是一种具有广泛应用前景的抛撒技术 ,它包括了抛撒药燃烧、燃气囊充气和各子弹运动的变化过程 .本文描述了子母弹燃气囊子弹的抛撒过程 ,建立了子弹抛撒过程的数理模型 ,并给出了地面模拟试验和计算机数值计算结果 .     

制导兵器某些气动カ问题

结合多年的研究成果和经验，对与发展制导兵器密切相关的7个气动力问题：高升阻比气动布局与气动增程、多片翼布局及气动特性、鸭式布局导弹鸭舵滚转控制耦合与解耦、子母弹抛撒分离的气动干扰、非圆截面弹体的气动特性与雷达隐身特性、格栅翼的气动特性、横向喷流控制技术进行了分析和论述。指出对这7个问题还需进行更深入的研究。     

干扰条件下侵彻子弹着地参数的求解与分析

侵彻子母弹的子弹着地参数决定着子弹的最终毁伤效果,是侵彻子母弹研究的重要方面,对子母弹的设计和使用具有重要的参考价值.针对侵彻子弹在飞行过程中受到的主要干扰,建立了子弹的干扰弹道仿真模型,分别将各干扰因素加入子弹干扰弹道模型中,进行弹道仿真计算,研究了各干扰对子弹着地参数的影响.仿真结果表明,母弹解爆高度偏差、子弹质量偏差、子弹气动阻力系数对子弹着地参数的影响较大,其余干扰的影响较小.     

子母弹中心炸管式抛撒定容阶段试验与仿真研究

为研究子母弹中心炸管式抛撒在中心点传火方式下流场的时空演化规律,进行了中心炸管式抛撒定容阶段的试验研究,建立了点传火管和中心管内的双二维轴对称两相流模型,对抛撒系统进行了网格划分。用二维CE/SE数值算法编写了内弹道程序,将仿真结果与试验结果进行对比,分析了流场压力分布特性和流场速度变化特性,验证了数理模型的有效性。结果分析表明,采用二维两相流模型对点传火过程进行计算较一维模型更加全面,对点传火管和中心管两相流流场时空变化特性描述更加准确,该研究结果对中心炸管式抛撒定容阶段的作用机理研究具有参考价值。     

光电干扰箔片抛撒与扩散试验研究

采用两种状态箔片(直径49.5mm,厚0.15mm,1g;直径47mm,厚0.05mm,0.5g)研究了光电干扰箔片抛撒与云团扩散问题。设计了试验模型、试验方案并提出网格图层的数字图像处理方法。通过抛撒各阶段云团发展状态的高速数字图像记录和参数统计,清晰地反映了装填密集度较高情况下的箔片出舱、分离、扩散动态过程。提取单个箔片运动轨迹,显示出箔片的速度衰减与沉降特性。对散布云团结构进行统计分析,结果表明大数量箔片抛撒在气流作用下由尾部开始分离扩散,并出现集束段断层,各集束段时序扩散,形成锥形云团,首尾融合。在此基础上建立了锥体云团膨胀模型,有效描述出大数量箔片云团膨胀过程及其发展形态。     

“钻石背”弹翼气动特性数值模拟研究

用计算流体力学与阻力系数工程预估相结合的方法研究了"钻石背"弹翼前、后翼条之间气动干扰以及翼型、前后翼条的相对高度对气动特性的影响。计算结果与实验结果对比表明,在中小攻角,数值计算与阻力系数工程预估相结合的方法是可信的;采用亚声速低阻NACA64-108翼型可明显地增大"钻石背"弹翼的升力,减小阻力,增大升阻比;钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰,使升力减小,阻力增大;前翼条在上,后翼条在下的配置能减弱这种不利的气动干扰,并且在计算的范围内,后翼条至前翼条的垂直位置ΔH为9mm时,"钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰最小,升阻比最大。     

简控火箭弹舵翼气动干扰特性研究

为了研究固定鸭舵简控火箭弹舵翼气动干扰特性,在验证数值方法适用性和可靠性的基础上,采用数值模拟方法对该弹气动特性进行仿真分析。计算得到不同弹长和不同舵翼相对夹角(鸭舵组件反旋角)工况下由鸭舵和尾翼产生的空气动力参数,仿真获得火箭弹外流场压力分布。研究分析了弹体长径比和舵翼相对夹角对鸭舵和尾翼气动特性的影响规律。结果表明:鸭舵与尾翼之间的气动干扰受弹体长径比影响,当弹体长径比达到一定数值时鸭舵对尾翼的气动干扰消失,且这种舵翼气动干扰特性对不同舵翼相对夹角情况同样适用; 研究结果可用于简化固定鸭舵火箭弹气动特性的研究方法,提高火箭弹气动外形设计效率。     

无人机导弹滑弹一体式发射对机翼的气动干扰

无人机机载导弹发射产生的尾喷流对机翼的气动干扰影响载机飞行安全。本研究以Fluent软件为基础,采用二维非结构动网格技术并选择标准k-ω二方程湍流模型,对导弹沿导轨弹射滑行后点火和直接点火的发射过程分别进行数值模拟,并对两组结果进行对比。结果表明：滑弹一体式发射装置在一定程度上降低导弹尾喷流对机翼的气动影响。该研究为无人机导弹滑弹一体式发射装置的研究提供一定参考。     

某飞行器弹翼颤振分析

分析某飞行器弹翼的颤振问题,首先建立弹翼有限元模型,计算弹翼模态,根据试验结果,对模型进行修正;用NASTRAN计算单独弹翼和全弹翼的颤振速度和颤振频率,用偶板子格网法计算亚声速非定常气动力,将模态计算结果插值到气动网格上,编程计算弹翼的颤振速度,并与NASTRAN计算结果对比.分析表明,弹翼在飞行速度范围内不会发生颤振.     

带导向管的子母弹活塞式抛撒弹道建模及数值仿真

在子母弹活塞式抛撒背景下,提出了带导向管的抛撒机构,分析单燃烧室和双燃烧室结构工作原理,对子母弹系统抛撒散布过程的计算方法进行探讨,建立抛撒过程内弹道方程组及子弹散布模型,并在此基础上进行了数值仿真。系统总结了子母弹活塞式抛撒特点及性质;将带有导向管的活塞式抛撒技术和母弹旋转融合在一起,增强了子弹空中散布效能;子弹弹道模型及仿真给出了子弹空中运动规律及散布规律。为抛撒过程的研究、抛撒机构的工程化设计和结构优化、空中抛撒散布效果分析提供理论参考。     

基于动态嵌套网格技术的机载武器投放研究

为研究机载武器投放过程中机、弹气动干扰特性及航弹运动规律,采用计算流体力学(CFD)方法对机载武器投放过程进行数值模拟。结合刚体六自由度运动方程,通过动态嵌套网格技术模拟航弹运动,在求解非定常Euler方程时引入广义极小残余方法(GMRES),成功模拟了基于察/打一体无人机平台的航弹自由投放过程,获得了详细的包括弹体运动速度、空间轨迹和受力情况等在内的丰富的运动信息。通过算例,验证了本文发展方法的有效性和合理性。计算结果表明:投放过程中,载机气动力受航弹影响较小,而航弹受载机气动干扰影响较大;航弹所受的气动干扰主要来自投放初期,随着弹体的下落和距载机距离的增加,气动干扰影响逐渐渐弱。     

四旋翼无人机旋翼对机身非定常气动干扰特性

四旋翼无人机的旋翼对机身构成非定常气动干扰,影响整机的动力学特性。针对此问题,采用计算流体动力学(CFD)计算方法,在刚体假设和不可压流假设下获得无人机机身在前飞工况下受力与力矩的非定常变化情况,并进行风洞实验,验证CFD方法的合理性和计算结果的准确性。采用快速傅里叶变换方法,得到机身所受旋翼气动干扰的模态,从而在干扰力和力矩的变化频率与大小方面进行分析。结果表明：机身所受旋翼的气动干扰与旋翼的转速相关,并且可以由一个5阶傅里叶级数较好地拟合;相对于后旋翼,前旋翼对机身的气动干扰更强;经过简化,单1阶模态的傅里叶级数可以描述升力变化的主要特点,1~3阶模态的傅里叶级数可以描述阻力变化的主要特点;俯仰力矩的周期变化规律可以用单2阶模态的傅里叶级数描述,变化细节可以用1~4阶模态的傅里叶级数描述。