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.

双束燃气射流与整装式液体装药相互作用的实验和数值模拟

为了探索整装式液体发射药火炮(BLPG)内弹道稳定性的控制方法,设计了5级圆柱渐扩型观察室和圆柱观察室,开展了双束燃气射流在液体药模拟工质中扩展的实验研究。实验结果表明,渐扩型结构能够抑制Taylor空腔与Kelvin-Helmholtz不稳定性效应的正反馈机制。在实验基础上,建立了三维非稳态数理模型,模拟了不同观察室结构下,双束燃气射流在液体工质中的扩展过程,获得了射流场中密度、压力和温度的分布图。模拟结果表明:圆柱渐扩型观察室中,由于渐扩台阶的诱导作用,强化了气液在径向的湍流掺混效应,抑制了射流的轴向湍流度;且射流的外轮廓相对较光滑。双束射流轴向位移的计算值与实验结果吻合较好。

土工离心机风阻计算方法的对比研究

目的评估不同土工离心机风阻功率估算方法的效果和优缺点,为工程应用及未来研究发展方向提出建议。方法重点以土工离心机为例,总结几种有代表性的计算方法,系统分析不同方法之间的共性和差异。通过一个算例,同时结合以往离心机的设计经验,对各种方法的效果进行对比。结果法国方法、美国方法、中国工程物理研究院方法和CFD仿真方法在精度上依次增大,但复杂性依次升高,后两种方法不需借助试验来确定参数。结论对于中低速土工离心机,中国工程物理研究院方法具有较大的优势。随着土工离心机向着高速、大规模方向发展,经典解析方法的适用性尚未得到充分验证,基于CFD的高置信度仿真是一种较好的解决方案。

超音速带弹武器舱气动特性数值研究

采用大涡模拟（LES）和计算声学FW-H方程相结合的方法,研究了带弹武器舱在超音速条件下的气动特性,建立了计算模型并验证了网格的可靠性。计算结果表明：带弹武器舱的流场由于导弹的分隔而形成3个独立旋涡,静压系数沿流向总体呈先减小后增大分布;流场噪声声压级比空腔流场低5~6 dB,最大声压级出现在弹舱后壁面两侧区域,声压级峰值频率小于200 Hz;流场噪声产生于舱口剪切层的自持振荡,在导弹头部和弹舱后壁面之间区域存在＂脱落涡—声波—反射声波—新脱落涡＂的循环。研究结果对建立适用于超音速带弹武器舱的流场控制方法有参考意义。

高速弹丸的磁感应测速方法

由固定磁体感应弹速测试技术与数字化波形存储器、微机相结合组成的速度测量自动化系统,已在23mm口径二级轻气炮上应用成功。采用压缩磁场结构设计和严格的信号计时处理方法,使1～7.5km·s^(-1)范围的时间判读精度达到0.03％,整套系统的速度测量误差约0.1％,给二级轻气炮这类动高压设备提供了一种精确可靠的速度测试手段。

弹箭侧喷流场的数值分析研究

文中采用了雷诺应力湍流模型数值分析了弹箭侧喷流场,得出了燃气射流对全弹产生气动干扰的结论,得出了侧喷对全弹的阻力,升力和稳定性都有影响的结论,对气动干扰流场分析有着重要的意义。

弹道国防科技重点实验室设备及功能介绍

弹道国防科技重点实验室设备及功能介绍任国民，高森烈，何正求，曾仕伦（南京理工大学弹道国防科技重点实验室，南京２１００９４）编者按弹道国防科技重点实验室现已通过国家级验收，正式投入运行。实验室由综合弹道靶道、专用弹道靶道及测控与数据处理中心三部分组成，...

基于遗传神经网络的反跑道子弹药落点散布研究

为研究布撒器反跑道子弹药时序落点散布,并实现对子弹药时序落点的精确预估,分析了子弹药的运动模型以及飞行时序,影响子弹药落点的因素主要有投放初始条件、机构误差和风干扰.采用了神经网络与遗传算法相结合的方法,建立了落点散布的预估模型和仿真程序.仿真结果表明,该方法能够有效地描述反跑道子弹药时序落点散布,同时可以进行精确预估计算,可为布撒器的总体设计提供重要技术手段.

基于GPS的警犬状态监测系统设计

针对目前警犬出勤及日常训练管理过程中不能实时掌握警犬状态的问题,设计了以ATxmega32E5为主控的监测节点硬件系统,该系统包括了北斗定位模块、加速度监测模块、心率采集模块、无线通信模块,并且搭建了基于LabWindows/CVI的集监测、配置、存储及地图匹配等功能的上位机终端;监测节点硬件系统具有小型化、可穿戴、可内嵌的特性,在警犬实际管理中能够通过上位机终端,观察加速度模块数据、心率监测模块数据的变化,掌握警犬的疲劳、健康状况;经试验验证设计可行、系统可靠有效,实现了对警犬准确、实时的定位、速度、加速度、心率等状态监测,有效解决了警犬状态实时监测的难题,对警犬状态监测的研究具有一定意义。

大口径双头弹空气动力特性的风洞试验研究

介绍了在0 .3m ×0 .3m 高速风洞中进行的某研究型大口径机枪双头弹空气动力特性试验研究。文中给出了试验模型、试验方法、数据处理方法以及试验结果,最后对该结果进行了详细分析。试验结果表明该双头弹模型符合小攻角下弹丸空气动力特性的一般规律。

底排弹排气率测控与底排流场测量

利用底排减阻是弹丸设计中的一个重要课题。在风洞中模拟底排实验，通过测量和控制流量计前介质总压，获得了较高准确度的底部排气率。在此基础上，用差压法进一步测量了模型底部燃烧尾迹区轴线上的皮托压力和静压。通过大量实验。

基于CFD的涵道风扇无人机姿态调整分析

无人机的发展近年来非常迅速,一种新型的涵道风扇无人机引起了人们越来越多的关注。涵道风扇无人机的姿态调整是其控制的一个关键点也是一个难点。针对所设计的涵道风扇无人机,利用流体力学分析软件FLUENT对其进行内部流场分析,建立仿真模型并进行网格划分,对旋翼叶片表面压力、速度变化进行仿真分析,最后得出最佳控制方案。

飞行器弹道异值斑点识别技术研究

在飞行器武器试验中,为了获得精确的弹道和航迹参数,需要对光电跟踪系统观测数据中的异值斑点实时识别和剔除。文中首先从测量数据集合的数学描述引出了异值斑点的数学模型,然后在对最小二乘估计法存在的缺陷进行分析的基础上提出了鲁棒辨识异值斑点方法-稳健似然比法。该方法首先构造一条由观测数据的代数多项式和三角多项式的线性回归模型表示的连续光滑弹道,然后与实测数据作比较,根据稳健似然比确定所包含异值斑点。仿真结果表明该方法具有良好的实时抗异值斑点能力。

一个弹箭气动力数据库管理系统的研制

介绍了在ＩＢＭ－ＰＣ及其兼容机上，采用ｄＢＡＳＥⅢ数据库管理系统软件建立的弹箭气动力数据库管理系统，文中阐述了其结构和功能。该系统的开发为弹箭气动力数据的科学管理和使用，为众多实验数据的共享创造了条件。

小口径武器膛口流场可视化实验

开展发射条件明确的高分辨率膛口流场可视化实验,对深入揭示膛口流场的发展机理、改善武器性能、验证数值方法的可行性等方面具有重要的现实意义。分别在光膛口及安装不同膛口装置条件下,采用直接阴影法对小口径武器膛口流场进行了可视化实验,获得了大量清晰地高分辨率时序阴影照片。这些照片清楚地再现了各条件下的冲击波/激波、弱压缩波、接触间断、射流边界等在内的典型膛口流场特征。据此,详细讨论了不同条件下的流场结构及动力学发展过程。这些可为数值计算及相关武器研究提供直接的实验对照和参考。

超音速欠膨胀多喷管燃气射流的数值模拟

文中针对XX-XX联合动力装置尾喷管射流在超音速、欠膨胀状态下进行了三维流场数值模拟,对燃气流场中的压力、密度、马赫数的分布进行了理论计算,并对流场的激波结构进行了对比分析,控制方程为三维、雷诺平均Navier-Stokes方程及k-ε二方程的湍流模型,差分格式采用具有TVD性质的二阶精度的VanLeer格式,流场计算采用贴体坐标。数值计算的结果表明,所采用的算法适合于模拟复杂射流流场,可用于火箭武器系统工程技术问题的研究。

布撒器—子弹气动干扰风洞实验研究

介绍了子母弹气动干扰风洞实验新方案的特点及实验装置的构成。利用该方案进行了布撒器—子弹气动干扰风洞实验。实验结果表明阻力系数干扰量、升力系数干扰量随子弹的轴向位置振荡变化;随子弹的下移气动干扰量减小;子弹的攻角对气动干扰影响不大;在布撒器尾翼区子弹的气动干扰量变化很大;布撒器尾迹对子弹的阻力有很大影响。对亚音速子母弹气动干扰区边界的界定标准应仔细进行研究。

聚集纹影图像密度场处理技术

为了获得激波风洞流场密度值,发展了聚焦纹影显示技术。依据聚焦纹影成像原理建立了密度计算数学模型,开发了聚集纹影图像处理软件。运用软件对试验中获得的带窗口模型流场聚焦纹影图像与试验前获得的流场图像灰度变化处理后,得到了流场聚焦区域的密度定量值。试验测量密度值与数值计算结果进行了比较,结果表明,试验获得的密度值变化规律与数值模拟计算吻合较好,证实了利用聚焦纹影及图像处理技术开展流场密度测量是可行的。

格栅尾翼(舵)外形参数对气动特性的影响

为研究格栅尾翼/舵主要几何参数——格数、格壁厚度、格壁前缘倒角对其气动特性的影响,在翼高、翼宽、弦长一定的条件下,设计了一组具有不同格数、格壁厚度和格壁前缘倒角的格栅尾翼模型,进行了风洞测力实验,得到了格数、格壁厚度、格壁前缘倒角对气动特性影响的基本规律.基于对实验结果的分析,提出了适于滑翔增程制导武器采用的格栅尾翼气动外形参数的选择方法及对结构设计和材料的要求.

钻石背弹翼外形参数对气动特性的影响

定义了描述钻石背弹翼平面形状的2个几何参数,采用模块化方法设计了一组风洞实验模型,进行了风洞测力实验,研究了前、后翼条高度差及其间距对钻石背弹翼气动特性的影响.实验结果表明,前翼条高、后翼条低配置的钻石背弹翼的升力、升阻比比前翼条低后翼条高配置的钻石背弹翼的升力、升阻比大;前后翼条间距对钻石背弹翼气动特性的影响较小.