某型深弹流体动力特性的风洞试验

通过对某型深弹模型的风洞测力试验,给出了攻角在0°～90°范围内深弹阻力、升力及俯仰力矩系数随攻角变化的试验曲线。着重分析了深弹大攻角下的阻力、升力及俯仰力矩特性。在此基础上,深入开展了深弹空间流体动力特性研究,并给出了相关的拟合公式。探讨了雷诺数对深弹流体动力特性的影响。基于模型重复性试验验证了试验精度问题。试验结果可以作为弹道及控制系统设计的依据。     

一体化弹丸弹体和弹托分离特性研究

一体化弹丸主要由电枢、弹体和弹托组成,弹托在轨道炮内起着支撑并保护弹体的作用。一体化弹丸出膛后,弹体与弹托分离。为研究一体化弹丸出膛后弹体、弹托瞬态分离的行为状态,本文建立了一体化弹丸二维分离模型,基于Navier-Stokes控制方程和6DOF外弹道控制方程以及标准型k-ε湍流模型,采动网格技术(光顺法和局部重构法),对一体化弹丸出膛后弹体、弹托的动态分离过程进行数值仿真,得到不同时刻下分离状态的流场及相关的运动参数。分析弹托和弹体在分离过程中的弹道特性,为后续研究提供了设计依据。     

奥托梅腊拉公司研制新型反导弹药

据《国际防务评论》1994年第6期(特辑)报道,意大利奥托梅腊拉公司为其76mm/62紧凑型舰炮(目前世界上最成功的中口径舰炮)研制了一种新型高速反导弹丸。这种弹丸称之为AMARTOF(飞行时间锐减的反导炮弹),其预制破片弹体和早先使用的SAPOMER(OTO远程半穿甲弹)具有相同的外弹道性能,且备装有底部减阻装置。另外,其发射药的能量也有所增大。和前期的OTO8.4型和多用途预制破片弹相比,这种新型反导弹丸质量轻、初速高达1200米/秒、且速度衰减慢,因而在6km射程内,飞行时间可减少40％。预计该高速反导弹药还将配装由意大利雷达制造商SMA设计的毫米波近炸引信。     

基于ARM的弹丸姿态测量及数据记录仪设计

弹载记录仪作为弹丸飞行试验中获取弹丸飞行状态数据的测量手段之一,近年来越来越受到重视和普遍使用。论文以测量弹丸转速、方位角和高度为目的设计的弹载记录仪,主要由微控制器、电源模块、采集单元、存储单元等组成,具有体积小、功耗低、精度高及抗高过载能力强等特点。试验证明,该弹载记录仪完全满足高精度测量、抗高过载的要求。     

大口径舰炮制导炮弹装填方式

介绍制导炮弹发展及其典型结构,对国内外制导炮弹在大口径舰炮上的应用进行介绍,并根据大口径舰炮使用制导炮弹的特殊性,对分装式制导炮弹的装填方式进行探讨,从易装性、安全性、对射速的影响以及多弹种兼容性等方面进行优劣分析,并提出几种可行性建议。     

火箭助推滑翔增程炮弹弹道模型研究

阐述了火箭助推滑翔增程炮弹的飞行原理,对滑翔弹道分三段进行了分析,最初为自由上升段,当弹丸到达顶点附近后受舵翼控制进行水平滑翔,最后以水平滑翔结束时炮弹的参量为下降弹道的起始参数下滑到终点。在弹丸水平滑翔段速度变化较小和保持较小攻角的假设条件下,本文对此弹道进行了建模和仿真计算,得到了滑翔增程弹弹道曲线及炮弹飞行速度沿全弹道的变化曲线,所得结果对滑翔增程炮弹的弹道设计有一定的参考价值。     

涡激振动影响下细长海洋结构物的阻力特性

利用柔性圆柱体涡激振动水池模型试验对细长海洋结构物发生涡激振动时的阻力特性进行研究。利用试验测得的圆柱体模型顺流向平均弯曲应变,结合梁复杂弯曲理论,计算出模型各截面处的平均阻力,获得沿模型轴向分布的阻力系数,分析涡激振动影响下细长海洋结构物阻力系数的变化特性。研究结论表明:均匀流下细长海洋结构物的阻力为非均布载荷,涡激振动对阻力系数具有放大效应,导致阻力系数在1.4~2.5之间变化。     

柔性摆动水翼弦向变形模式及其对推进性能的影响研究

在Bose变形模式及悬臂梁受力变形分析的基础上,提出了摆动水翼新的柔性变形模式,推导出弦向变形方程,给出了摆动水翼变形运动描述及动网格处理技术,利用数值方法研究了柔性变形模式、柔度系数、弦向变形长度等参数对柔性水翼推进特性的影响,指出了摆动水翼高推进性能对应的柔性模式与变形参数.     

某次口径炮弹膛内运动仿真分析

仿真计算了某次口径炮弹的膛内运动过程.通过与以往的计算方法相对比,选取了更适合这一动态非线性过程的LS-DYNA软件进行仿真.基于一定的假设,建立了有限元模型,仿真计算了弹丸在炮管内膛的运动,分析了发射过程中弹体的结构强度.通过用LS-DYNA软件仿真分析次口径炮弹在膛内运动,更有助于合理设计总体方案,使导弹总体性能指标达到最优.     

南非研制成功155mm远程炮弹

据外刊报道 ,南非德尼尔公司已经研制成功一种称之为ＰＲＯ -ＲＡＭ的新型 15 5ｍｍ远程炮弹。试验证明 ,该新型炮弹的最大射程高达 70ｋｍ以上。ＰＲＯ -ＲＡＭ远程炮弹是在现役 15 5ｍｍ高速增程弹的基础上改型而来的。新型炮弹保留了原 15 5ｍｍ弹丸 (目的在于保持相同的杀伤力 ) ,但在其中加装了冲压发动机推进系统。其弹头引信中加装了全球定位系统和一次性使用的阻力制动器 ,后者可在飞行过程中打开 ,以改变射程。弹丸采用了新的更长的圆柱形结构 (不采用制式弹丸的较长蛋形部 ) ,以增大装药量。为增大射程 ,弹丸还加装了底部排气结构…     

并联射弹水下运动实验研究

采用基于气体动力的高速射弹并联发射装置,开展并联射弹水下运动的实验研究。利用高速摄像机得到射弹水下运动的画面,并通过图像处理技术提取出流场的演化过程以及射弹的弹道参数,在此基础上分析并联射弹空泡的演化机理和脱落特性,得到了射弹间距对并联射弹水下运动过程的影响。结果表明,并联射弹双空泡受彼此流域压力梯度的影响而表现出不同的演化特性。随着射弹间距的增大,双空泡之间的耦合影响逐渐减弱,下方射弹空泡尺寸逐渐增加,弹道稳定程度逐渐增强,异步并联射弹的尾迹脱落由分叉模式到靠拢模式最后为孤立模式。实验结果对水下多弹体的并联发射具有一定的指导作用。     

质心位置对超空泡射弹稳定性影响的规律研究

研究了质心位置对超空泡射弹水中运动稳定性的影响规律。建立了射弹运动稳定性数学模型;并对几种不同质心位置的射弹进行了实验分析。研究结果表明,对于相同外形的射弹,射弹质心前移有利于射弹的运动稳定性。     

基于地磁传感器的弹体姿态角测量方法研究

随着各国对信息化弹药的重视,地磁传感器测姿技术也得到快速发展。目前国内的地磁测姿设备仅能测量弹体的滚转角及转速,文章介绍了一种利用三轴矢量磁力计测量飞行弹体在弹体坐标系下的磁场强度及磁场强度变化率,然后通过测得的磁场强度及变化率求解弹体姿态（俯仰角、偏航角及滚转角）的理论计算方法,该测量方法的精度主要取决于矢量磁力计的测量精度,具有很高的工程应用价值。     

风力机叶片翼型气动特性数值模拟

针对NACA63-215翼型绕流流动建立了二维可压缩湍流模型,利用商业软件NU-MECA进行了相应的数值模拟计算.湍流粘度分别采用基于RANS的Spalart-Allmaras和Baldwin-Lomax两种湍流模型来处理,得出了雷诺数为3×106时,翼型NACA63-215的升力系数和阻力系数随来流攻角的变化关系及压力分布图,并与试验数据进行对比.研究结果表明:Spalart-All-maras湍流模型比Baldwin-Lomax湍流模型在预测翼型失速后气动性能方面更加有效,Spalart-Allmaras湍流模型在大攻角下较易收敛且计算出的翼型气动性能与试验值更接近.     

低攻角下二维软帆空气动力特性数值模拟

针对软帆形状随帆面上下压力分布改变而改变的特点,基于涡层分布面元法原理,总结前人研究经验,提出一种可靠的数值模拟方法,编制计算程序,对低攻角情况下二维弓型薄翼软帆在不可压缩、理想流体中的空气动力特性进行数值模拟,结果表明:该方法在低攻角下的模拟结果与试验值吻合良好.这一结果对于进一步开展软帆空气动力特性的数值预报和理论分析研究具有重要参考价值.     

滑翔增程弹滑翔段弹道设计

通过分析滑翔增程弹滑翔原理,建立弹箭滑翔弹道方程,对最大升阻比情况下的马赫数和攻角进行函数拟合,通过Matlab进行求解得到优化弹道,进而得出弹箭滑翔段优化后攻角随时间的变化曲线.文中针对某型滑翔增程弹进行优化弹道的仿真计算并与理想直线滑翔进行比较,结果表明增程效果明显,对弹箭滑翔段的弹道设计具有一定的参考意义.     

An object-oriented method for fully coupled analysis of floating offshore wind turbines through mapping of aerodynamic coefficients

This work presents a novel object-oriented approach to model the fully-coupled dynamic response of floating offshore wind turbines (FOWTs). The key features offered by the method are the following: 1) its structure naturally allows for easy implementation of arbitrary platform geometries and platform/rotor configurations, 2) the analysis time is significantly faster than that of standard codes and results are accurate in situations where rotor dynamic contribution is negligible, and 3) an extremely flexible modeling environment is offered by the object-oriented nature of Modelica. Moreover, the current modeling facility used for the code development is open source and is naturally suitable for code sharing. In the present method, the aerodynamic model computes the aerodynamic loads through the mapping of steady-state aerodynamic coefficients. This modeling approach can be placed at the intersection between simplified aerodynamic methods, such as TDHMill, and full beam element/momentum-based aerodynamic methods. Aerodynamic loads obtained from the coefficients mapping are composed of a concentrated thrust and a concentrated torque. The thrust acts at the hub, while the torque is applied at the rotor low-speed shaft of a simplified rigid rotor equation of motion (EoM) used to emulate the rotor response. The aerodynamic coefficients are computed in FAST for a baseline 5 MW wind turbine. A standard rotor-collective blade-pitch control model is implemented. The system is assumed to be rigid. Linear hydrodynamics is employed to compute hydrodynamic loads. The industry-standard numerical-panel code Sesam-Wadam (DNV-GL) is used to preprocess the frequency-domain hydrodynamic problem. Validation of the code considers a standard spar-buoy platform, based on the Offshore Code Comparison Collaboration (OC3-Hywind). The dynamic response is tested in terms of free-decay response, Response Amplitude Operator (RAO), and the time histories and power spectral densities (PSDs) of several load cases including irregular waves and turbulent wind. The resulting model is benchmarked against well-known code-to-code comparisons and a good agreement is obtained.     

高速弹丸侵彻储油容器液固耦合数值分析

为了探讨高速弹丸侵彻储油容器的液固耦合作用机理,采用大型动态非线性有限元软件ABAQUS\EXPLICIT,对空载、4/5装载和满载三种装载状态下的侵彻动力学过程进行了数值模拟.通过对比分析,得到了三种装载状态下弹丸速度衰减曲线和储油箱体的损伤变形特征,并对侵彻过程不同阶段的动力学特征和损伤机理进行了分析,计算结果与相关实验和理论结果吻合较好.结果表明:燃油对高速弹丸侵彻油箱的动力学过程影响很大,其作用主要体现在吸收更多弹丸的动能并将其转化为与燃油接触箱体的变形能,这往往会带来箱体整体性的破坏,在储油容器的结构强度设计时必须加以考虑.     

Experimental investigation of wing-in-ground effect with a NACA6409 section

The aerodynamic characteristics of NACA6409 in the vicinity of the ground were experimentally studied in a wind tunnel. Lift and drag forces, the pitching moment, and the center of pressure were measured with respect to various major aerodynamic parameters, such as the ground clearance, the angle of attack, the aspect ratio (AR), and the endplate type, which resulted in a total number of 420 conditions. In addition, a smoke trace test was conducted to visualize the flow pattern around NACA6409 in the vicinity of the ground. As a result of the ground effect and the influence of the endplate, the lift-to-drag ratio increased at low ground clearance and the center of pressure moved forward to the leading edge; that is, the endplate and ground effects were equivalent to the aerodynamic advantage that results from increasing the AR of the wing. Extended experimental results are useful for understanding the aerodynamic characteristics influenced by each aerodynamic parameter during ground effect as well as for verifying numerical simulation.     

航行体头型对气泡附着影响的数值研究

水下航行体穿越水中膨胀气泡时,气泡在一定条件下有可能附着在航行体上形成附着空泡,从而改变航行体水动力性能,为此开展了头型因素对气团附着空泡影响的数值研究。利用数值模拟方法计算了四种头型航行体穿越膨胀气团的过程,结果发现头型是影响气泡附着的重要因素:对于分离角较大的钝头型,气泡容易附着在航行体上形成附着空泡;对于分离角较小的细长头型,气泡受到扰动后就很快与航行体分离而不会附着。