Key Techniques of Terminal Correction Mortar Projectiles

The operational principle, the impulse force and terminal guidance laws of terminal correction mortar projectiles（TCMP） are researched in this paper, by using the TCMP simulation program, key techniques such as the miss distance influenced by the acting point of impulse force, the impulse force value, the correction threshold, and the number of impulse rockets are researched in this paper. And the dual pulse control scheme is also studied. Simulation results indicate that the best acting point is near the center of gravity, sufficient correction resources are needed, the miss distance is insentive to the correction threshold, increasing the number of impulse rockets properly is beneficial to increase the hit precision, the velocity pursuit guidance law has less miss distance, the change of the attack angle is milder and the transient time becomes less in the dual impulse control scheme. These conclusions are important for choosing parameters and impulse correction schemes designed for TCMP.     

斜拉索风雨激振-实验与数值模拟混合子结构方法研究

人工模拟降雨条件下,斜拉索风雨激振的非定常气动力难以测试,本文提出结构风致振动的实验与数值模拟的混合子结构方法,将结构和流场分为两个子结构,将实验获得的结构振动作为动边界施加在流场子结构,仅对动边界的绕流场进行CFD数值模拟。首先通过圆柱涡激振动验证混合子结构方法的可行性及精度;然后采用混合子结构方法,计算斜拉索风雨激振的气动力并施加到斜拉索上,得到斜拉索振动响应并与实验结果比较。结果表明混合子结构方法能够准确地获得斜拉索风雨激振的气动力时程。     

基于风洞试验和CFD技术的桥梁抖振荷载研究

结合风洞试验与CFD(Computational Fluid Dynamics)技术提出了一种新方法。该法首先利用CFD确定桥梁表面压力分布及节段模型弹性中心的三分力系数,然后根据风洞试验结果采用最小二乘法确定桥梁节点力荷载。该方法克服了CFD模拟得到的三分力系数通常与风洞试验结果不符的缺点,给出了确定桥梁节点力荷载的有效途径。     

Experimental Study of Effects of Tail Wings on Submunition Aerodynamic Characteristics

Aimed at the needs of deceleration of submunitions dispensed from the ballistic missile, wind tunnel tests were performed on the submunitions with different tail wing sizes at the Mach number range from 0.7 to 3.0 and the angle of attack range from 0° to 14°. Experimental data about the variance of aerodynamic coefficients with the Mach number and angle of attack were obtained systemically. The effects of the tail wing sizes on the drag coefficients and the center of pressure coefficients were discussed. Analyzed results show the arc tail wings designed are beneficial to both the deceleration effect and static stability. These results are significant to the tail wing design and its applications to the submunitions deceleration..     

常规弹超高速发射的结构设计

目的论证常规弹丸在超高速武器中的发射可行性.方法对比分析弹丸的膛内负载、电磁环境以及超高速飞行时的气动加热等影响因素.结果常规弹丸在超高速发射时,弹底压力、引信所处的电磁环境以及在飞行过程中弹体表面及尾翼烧蚀的影响尤为明显.结论对常规弹丸进行适当的改进设计后进行超高速发射是可行的.     

靶体材料叠层顺序对抗卵形头弹冲击性能影响

为研究靶体材料及结构对其抗撞击特性的影响,利用一级轻气炮系统进行卵形头弹正撞击靶体试验.通过改变靶体材料及结构,分析靶体在不同撞击条件下的弹道极限及失效模式.靶体包括单层靶、相同材料板组成的等厚双层靶,以及不同材料板组成的等厚双层靶,靶体总厚度相等.利用高速摄像机获取弹体撞击速度数据和弹道姿态图像,基于实验数据建立各种结构靶体的初始-剩余速度曲线,进而计算获取靶体的弹道极限速度.通过分析靶体的弹道极限及面密度,从抗撞击效率方面揭示靶板的叠层顺序对其抗撞击性能的影响规律及机理.试验结果表明:单层靶板的抗撞击性能高于等厚度的双层靶板;靶板的叠层顺序对混合双层靶抗撞击性能存在影响,硬板在前软板在后排列能够提高靶体的抗撞击性能,并且这种差异随弹体初始速度的增加而减小.此外,铝合金靶体单位质量的抗撞击效率高于钢靶体.     

飞翼类特殊布局无人机气动力设计研究

文章针对飞翼布局无人机的气动力设计特点,结合某特殊布局方案开展翼型/机翼气动力设计研究。根据文中提出的无尾飞翼布局无人机气动力设计原则,基于CFD方法完成了相应的气动力设计任务。风洞验证试验表明,气动力设计过程所采用的CFD方法是可靠的,文中所采取的设计思路合理有效。文中设计经验表明,合理的设计思路与可靠的CFD分析工具是成功实现气动力设计任务的有力保障。     

Experimental Study on Penetration and Perforation of Laminated Kevlar

The penetration behavior and perforation characteristics of Kevlar/Epoxy laminates with various thickness in quasi-static and ballistic perforation penetrated by steel projectiles with different noses are investigated. Quasi-static tests are conducted on MTS810 testing system. The results indicate that global deformation is the major mechanism of energy absorption and woven laminates exhibit larger energy dissipation than that of angleplied laminates. Therefore, the woven laminates have better quasi-static penetration resistance. Ballistic tests with velocity of 200 - 700 m/s are executed by using a powder gun with 7.62 mm barrel. Comparing ballistic experimental results with those under quasi-static condition, both the perforation performance and the failure modes are related closely to the speed of penetrator. Quite different from quasi-static tests, ballistic tests indicate that thick angle-plied laminate targets are even better than woven laminates in resisting ballistic impact. It is observed that the damage zone of the laminate is localized highly with the increasing of the impact velocity and correspondingly, the failure modes are more manifold. The shape of projectile noses affects the impact resistance of laminated Kevlar significantly in the range of velocity around the ballistic limit.     

基于代理模型的旋翼翼型动态失速优化设计

利用代理模型方法取代计算流体动力学（CFD）方法,开展旋翼翼型的动态失速特性优化设计. 建立基于动网格技术的旋翼翼型非定常气动特性求解方法,获得旋翼翼型在不同外形下的升阻力和力矩气动特性参数. 利用类型转换（CST）翼型参数化方法,对初始翼型进行拟合重构;选取12个设计参数,利用基于自然启发的全局优化差分进化算法,优化目标是降低旋翼翼型的力矩和阻力特性,主要限制条件是保证升力特性不降低和翼型厚度增幅不明显. 将本文的优化设计结果与基于伴随方法和CFD方法的优化结果进行对比. 结果表明,基于Kriging模型的动态失速特性优化方法与伴随方法相比,在二维翼型优化设计上具有更好的寻优性能,优化翼型气动特性的表现更好;该方法与CFD方法相比,在利用全局优化算法的优势下,减少了过早陷入局部最优点的可能性,对比优化结果表明,在力矩和阻力特性相差无几的情况下,升力特性的表现更优.     

基于光电技术的炮弹径向尺寸测量系统的研究

针对传统测量尺寸较大的炮弹径向尺寸的方法存在响应速度慢、精度低、可靠性低等问题,提出一种基于光电技术的炮弹外径测量系统。该系统采用移动遮挡式激光扫描测量法,首先由测量头水平和升降运动装置完成对炮弹的扫描,然后由线阵CCD采集数据后送入单片机进行处理得到测量结果。最后对影响系统测量精度的误差来源进行分析。结果表明,该系统能有效地实现对炮弹不同部位的径向尺寸的非接触精确测量,可以达到0~250mm的测量范围和±5um的测量精度,可广泛适用于多种型号炮弹及回转类工件的外径测量。     

简单外形汽车隧道中会车过程的瞬态空气动力学数值模拟

使用商业的CFD软件,应用其提供的滑动交界面和动网格功能对简单外形汽车隧道中会车过程的瞬态空气动力学特性进行了模拟。分析了瞬态空气动力学模拟与稳态空气动力学模拟的异同,研究了简单外形汽车的瞬态空气动力学特性(包括尾流结构和气动力系数)和会车过程中连续的、定性的汽车与空气作用规律。研究结果表明:对汽车进行瞬态空气动力学数值模拟是可行的;两车在会车前后的一段时间内气动力系数会有急剧的变化,有类似正弦函数形状的变化曲线;会车状态的空气动力作用对汽车操纵稳定性有重要影响。     

基于深度学习的钝体断面外形气动性能高效预测方法

对于气动性能,钝体断面的气动外形非常重要,采用传统风洞试验及CFD模拟计算得到钝体断面气动性能需消耗大量时间,大大影响钝体断面气动外形的气动性能评估效率。通过卷积神经网络深度学习技术实现对气动性能的快速预测,深度学习模型训练完成后,输入形状信息和与形状相关的流场信息,即可输出不同几何形状下的阻力系数,进而得到钝体断面的气动性能。为寻找性能最优的深度学习模型,通过综合判定误差和参数量大小对卷积神经网络结构的深度和宽度进行优化。对深度学习模型输出阻力系数与CFD计算结果进行对比发现,误差符合预期要求,并且相较于传统方法,基于深度学习网络的预测所需时间达到数量级的提升,未来可作为钝体断面气动外形优化的关键方法。     

垭口型微地形对输电线路风载荷影响的分析

风载荷是输电线路设计及运行中需要考虑的重要载荷,输电线路在跨越垭口微地形时风速得到显著提高,风载荷加大。采用ANSYS/FLOTRAN CFD软件对输电线路跨越垭口微地形的空气动力学过程进行数值计算,建立了以垭口微地形的地形参数为基础的数学模型,给出了风载荷的分布规律,并用数学公式拟合,确定了垭口微地形所引起的风载荷的修正系数。通过与现行荷载规范进行分析比较,说明了垭口微地形条件下风速的拟合公式具有更高的精确性,为输电线路的铁塔设计及安全性评价提供了可靠的理论依据。     

反推力装置叶栅布置的气动/结构耦合设计

为了对叶片布置方案进行改进,采用耦合设计方法对反推力装置的气动性能和结构性能进行预测.利用计算流体力学（CFD）方法模拟装置流场,完成叶片布置方案的气动性能评估;利用有限元分析（FEA）方法分析叶栅叶片的受力情况,完成叶片布置方案结构性能的数值模拟.研究了叶栅进气角和出气角对反推效率的影响以及不同叶栅通道数目和叶片加强梁数目对反推装置气动性能和结构性能的影响.研究结果表明,叶栅进气角对反推效率影响不大,减小叶栅出气角可以增大反推效率;减少叶栅通道的数目会造成反推效率的下降,但可以减少叶片数目;减少加强梁的数目会使反推效率提高,降低装置的重量,但会增加叶片的最大应力和最大变形值.     

襟翼偏转翼伞气动性能数值模拟分析

为研究襟翼偏转对翼伞气动性能的影响,对不同襟翼偏转情况分别建立CFD模型,通过有限体积法进行空间离散并求解RANS方程,模拟翼伞在转向与雀降阶段的气动性能,进而结合最小二乘法进行参数辨识,实现翼伞气动模型的修正.模拟结果表明:襟翼偏转会引起翼伞压强分布改变,失速迎角减小,升阻力系数突增,对翼伞气动性能造成复杂的影响;修正的翼伞气动模型可以较好描述翼伞气动性能与襟翼偏转的变化规律,相比传统气动模型有效地提高了计算精度,为翼伞在转向与雀降阶段的精确建模提供参考.     

大跨度双层桁架主梁三分力系数识别

采用风洞试验与计算流体力学（CFD）相结合的方法,对某公铁两用斜拉桥双层桁架主梁在?10°~10°风攻角下的三分力系数进行研究. 利用风洞试验技术测试成桥及施工阶段不同风攻角下主梁的气动力,并识别相应的三分力系数;基于标准k-ε双方程湍流模型建立三维数值计算模型,识别不同风攻角下三分力系数结果,并将其与风洞试验结果对比;结合2种方法研究雷诺数、桥面附属物和公路及铁路交通状况等因素对主梁气动特性的影响. 结果表明低风攻角下雷诺数对主梁气动特性影响较小,可忽略不计,并提出了高风攻角下识别双层桁架三分力系数最低雷诺数的建议值;桥面附属物对主梁阻力系数影响显著,下层桥面附属物有效降低了主梁升力系数;公路车辆对主梁气动系数影响较小,迎风侧列车对主梁阻力系数、升力系数影响显著,背风侧列车对主梁力矩系数影响显著.     

改进的探月返回飞船再入数值预测校正制导方法

为减少探月返回飞船再入数值预测校正制导方法在跳跃段倾侧角的偏转频率、实现过载的有效抑制,采用搜索跳跃段的倾侧角偏转能量点和末段阻力加速度反馈补偿的方法,提出了改进的数值预测校正制导方法.首先,用割线法搜索倾侧角偏转能量点,使得飞船在跳跃段只进行一次偏转即可实现落点精度要求;然后,根据指数大气假设,得到阻力加速度的导数,并根据过载约束定义参考阻力加速度;最后,采用阻力加速度及其导数与参考阻力加速度及其导数的误差对倾侧角的大小进行反馈补偿,抑制末段轨迹的过载.实验结果表明,该方法倾侧角偏转次数少,过载抑制能力强,鲁棒性好,能够有效解决现有方法存在的跳跃段倾侧角偏转频率高,末段过载抑制能力差的问题.     

基于空气动力学数值模拟的汽车造型设计

结合作者进行的汽车造型概念设计,介绍了应用虚拟风洞进行汽车空气动力学数值模拟的研究过程。通过对模拟结果的处理获得了汽车造型设计初期的汽车气动力系数,汽车周围流场速度云图和压力分布,结合汽车空气动力学研究经验,提出了基于空气动力学数值模拟的汽车造型设计方法。     

挠性转子系统的不平衡量在线识别方法

基于模态理论,针对滑动轴承支撑的挠性转子系统,提出了一种新的不平衡量在线识别方法.电磁激振器安装在转子的伸出端,产生脉冲激励力或不同频率的简谐激励力.通过测量转子的原始不平衡量响应和激励响应,计算出滑动轴承的刚度和阻尼系数及转子的不平衡量.在由滑动轴承支撑的多圆盘挠性转子试验台上进行了试验研究,结果表明该方法无需改变转子的工作转速,且能在支承系统没有转速变化的条件下满足全速动平衡的要求,同时具有良好的识别精度.     

基于响应面的变复杂度气动分析模型

结合变复杂度和响应面近似建模方法，采用CFD和工程估算气动分析方法，构建了基于响应面校准的变复杂度气动分析模型。以冲压发动机导弹为例，采用拉丁超方取样技术，选取6个CFD计算状态，建立了差值和比值校准响应面，并比较校准后的气动性能与CFD分析。结果显示，基于差值校准响应面的变复杂度方法具有较好的逼近能力和计算效率，适合于飞行器多学科设计优化过程的气动分析。