一种带中心孔的密实随行装药内弹道数值计算及分析

目的 推进密实随行装药技术工程化应用的进程,提出一种带中心孔的密实随行装药结构方案.方法 针对该方案建立相应的内弹道模型,计算得到不同装药量、不同点火延迟时间条件下随行装药内弹道性能的变化情况.结果 受燃尽性约束,端面燃烧型随行装药药柱设计高度有限,内弹道性能提升较小.在随行药柱燃速不变的条件下,带中心孔的随行装药可有...     

超高速撞击下空间碎片形状效应研究进展

在对国内外超高速撞击条件下空间碎片形状效应研究技术路线进行分析的基础上,介绍了近年来国内外研究人员在超高速撞击条件下形状效应领域的研究现状和最新进展,并立足国内航天器空间碎片防护工程需求现状,结合研究现状和最新进展,探讨了我国未来在超高速撞击条件下空间碎片形状效应研究领域的发展方向。     

基于内弹道仿真的火药点火器燃喉比优化与试验验证

目的 减小火药点火器不同药剂批次下的散差,提高其工作可靠性。方法 分析火药点火器不同批次药剂性能与内弹道数据,发现在恒定燃喉比下,药剂性能波动会显著影响其工作可靠性,因此应根据不同批次组合下的药剂性能选取合理的燃喉比。首先,通过标准试验测试火药点火器内装药剂的关键性能参数。然后,通过建立火药点火器内弹道的仿真模型,计算基线燃喉比附近的内弹道参数,输入到基于历史点火冲量数据建立的正态容许限法模型。最后,在预设燃喉比范围内进行发火试验,并利用正态容许限法计算出不同燃喉比对应的点火可靠度。结果 共模拟了8种水平的燃喉比试验,计算出对应的可靠度为0.177242～0.999999。根据模型计算出的可靠度及火工品相关标准的要求,确定合理的燃喉比,并增加样本,进一步验证其可靠度。此外,在选定燃喉比附近进行的裕度试验,试验数据均符合预期。结论 通过内弹道仿真建模,结合可靠性试验数据分析,为火药点火器优选了燃喉比,工作可靠度达到了0.999 908,比改进前的可靠度0.999有了显著提升。     

多层冲击防护结构研究进展

介绍了一种先进的空间碎片防护结构——多层冲击防护结构,以及多层冲击防护结构防护性能与结构参数的关系。从工程应用角度,总结了适合于多层冲击防护结构的弹道极限方程、设计方程和应用技术。     

航行体跨音速斜射入水流动特性数值模拟研究

目的 研究航行体跨音速斜射入水的流动特性,获得不同入水攻角下航行体跨音速可压缩入水特性。方法 建立跨音速航行体的几何模型,采用VOF(Volume of Fluid)均相流模型、SST k-ω湍流模型和Zwart空化模型进行数值模拟,并进行液相可压缩修正,对比不同入水攻角下的入水可压缩流动特性,分析绕航行体空泡的发展规律与航行体姿态和受力特性。结果 计算了不同入水攻角下航行体跨音速斜射入水可压缩流动特性,入水攻角对空泡直径几乎没有影响,但不同攻角下,空泡形态随时间的发展明显不同,并且随着正负攻角的增加,空泡的完整性遭到破坏。航行体弹道轨迹偏移量,随正攻角的增大而增加,随负攻角的增大先增加、后减小。航行体水平和垂直受力随正攻角的增大而减小,随负攻角的增大先增大、后减小。结论 在不同入水攻角下,航行体跨音速入水流动结构的发展具有相似性,但是随着攻角的变化,入水空泡结构、弹道偏移、受力特性都发生明显变化。     

回转体高速入水弹道模型研究

目的 快速预测回转体高速入水过程中的空泡形态发展和分析回转体高速入水后的弹道特性。方法 基于空泡截面独立扩张原理,建立回转体高速入水非定常超空泡计算方法,通过高速水动力计算方法,结合回转体动力学方程,实现回转体运动参数的求解。结果 通过与文献试验结果对比,验证了回转体高速入水弹道模型的可靠性。对比试验结果,模型的预测误差在10%以内,可满足回转体高速入水弹道预测需要。利用所建立的弹道模型计算了回转体在高速垂直、倾斜入水2种工况下的空泡形态、运动参数变化。发现回转体高速入水过程中,空泡会影响回转体的运动,回转体速度衰减主要和空化器阻力有关。回转体在受到扰动角速度的影响后,滑行力会改变回转体的姿态角和攻角,并使弹道发生弯曲,但有助于回转体运动的稳定。结论 在入水空泡能完全包裹回转体的情况下,可对回转体进行结构优化,增强回转体尾拍运动中受到的滑行力,提升回转体高速入水运动稳定性。适当减小空化器直径,能降低回转体入水过程中的阻力,并增加射程。     

旋转尾翼火箭测试平台平衡滚速分析与弹道设计

目的 分析旋转尾翼对火箭测试平台平衡滚速的影响,基于旋转尾翼式火箭测试平台开展飞行弹道设计.方法 以旋转尾翼火箭测试平台为例,分析旋转尾翼、箭体和滚动轴承间的受力,建立旋转尾翼火箭测试平台箭体和尾翼滚转通道动力学模型,分析旋转尾翼不对称性、不同摩擦力系数时旋转尾翼对平台箭体平衡滚速的影响关系,并以倾斜有轨发射旋转尾翼火...