针对传统巡航导弹只有固定的气动外形,无法根据不同的弹道段飞行任务保持最佳气动性能的问题,设计了一种“剪切式掠翼”巡航导弹构型的变体飞行器。在亚声速和低超声速飞行时的外流场进行数值计算,得到变掠翼巡航导弹的气动特性参数;为获取巡航导弹在各速域下的最优掠角,采用遗传算法对变掠翼巡航导弹气动力系数进行全局寻优。结果表明结合遗传算法可以合理得出变掠翼巡航导弹在各速域下的最优掠角;在亚声速阶段,掠翼完全展开时可以获取较高的升阻比,完全展开掠翼的升力系数比完全收缩时高76%;在低超声速阶段,最优掠角迅速增大,选用较大的掠角可以有效减少飞行阻力,弹翼完全收缩的阻力系数比弹翼完全展开时低53%。结合变掠翼可以有效帮助巡航导弹在亚声速和低超声速均具有良好的气动特性,变掠翼巡航导弹有着广阔的应用前景。 ...

火箭发动机排气的气动噪声分析是降噪的基础。采用k-ε湍流模型和大涡模拟对发动机排气场进行仿真,再采用FW-H法对噪声场进行计算。对4种不同推力发动机的欠膨胀和过膨胀排气流场的仿真分析表明排气场声功率级的分布与湍流强度的分布具有相似性,且有明显边界;声功率级在射流影响区域呈现锥形分布的特征,半锥角随推力增大但变化不大,在13°~16°;正激波后的声功率最大,此外噪声强度最大的位置介于马赫数为1的界面到燃气/空气界面之间;射流欠膨胀时,最大声功率在喷管出口下游,射流过膨胀时,最大声功率在喷口附近或内部;对于推力接近的发动机排气场,其噪声声压级基本相同,与射流状态无关;随着发动机推力的增大,声功率级最大值增大不多,而高声功率级的范围扩大是噪声增大的主因;发动机排气噪声的频率范围较宽,主频随着推力增大而降低的...

动导数是关乎火箭弹动态飞行稳定性的一个重要因素,为探究不同尾翼结构火箭弹在不同飞行状态下火箭弹动导数的变化,以3种尾翼结构火箭弹为研究对象,通过仿真计算,对比分析了3种尾翼结构火箭弹的俯仰组合动导数,结果表明在小攻角范围内,攻角越大,3种尾翼结构火箭弹动态飞行稳定性越高;增加卷弧翼的数量后,卷弧翼火箭弹动态飞行稳定性提高;同时,平板尾翼火箭弹的俯仰组合动导数绝对值小于卷弧翼火箭弹,动态飞行稳定性低于卷弧翼火箭弹。

对常规兵器火箭橇试验时橇车速度影响因素进行了分析。利用火箭橇动态试验时,外测得到的橇车全弹道速度、加速度、距离和估算的橇车总质量等参数,反向计算了2种不同类型橇车的气动阻力系数。将气动阻力系数、火箭发动机推力和橇车质量等参数代入橇车弹道方程,对橇车速度、距离进行了拟合,拟合结果与实际动态试验结果吻合良好。并对某次动态试验时最高速度、最高速度时运行距离等进行了预测,预测结果与实际测试结果相同,证明了橇车气动阻力系数计算方法和研究结果的正确性。同时对不同气动阻力系数、橇车质量、滑动摩擦力和火箭发动机推力情况下的速度进行了计算,得出在音速范围内Ⅱ型橇车的气动阻力系数对其速度影响最大;发动机推力和橇车质量是影响速度的次要因素;滑动摩擦力对速度影响最小。

为揭示刷式密封的迟滞规律,针对其结构特点,采用有限元方法分析了刷式密封系统动力学参数和结构工况参数之间的关系,在刷丝受力分析的基础上建立刷式密封系统质量—弹簧—阻尼等效动力学模型,研究了结构和工况参数对迟滞量、迟滞率和迟滞时间的影响规律,并进一步分析了结构参数对刷式密封迟滞特性影响的灵敏度。研究结果表明:迟滞量和迟滞率随刷丝直径的增大而减小,随刷丝长度、刷丝排列角度、后挡板保护高度的增大而增大;后挡板保护高度对迟滞时间没有影响。结构参数对迟滞量影响的灵敏度由小到大依次为后挡板保护高度、刷丝直径、刷丝排列角度、刷丝长度。将难以分析的数值模型转化为可控数值计算的研究方法,可为刷式密封的多目标结构优化研究提供一种新的研究思路。

调平液压油缸是某型发射车的主要承力部件,探测其结构损伤对确保装备安全具有重要意义。首先对调平油缸受力进行了分析,作为有限元仿真的力学输入,然后建立了三维结构模型,进行了有限元仿真,获取了油缸受力云图,确定了损伤薄弱部位。最后针对油缸结构特点,设计了阵列式弱磁探测设备,并进行了ANSYS磁场仿真。仿真结果表明,阵列式弱磁损伤探测设备能够有效检测出油缸内部缺陷位置和大小。

依据非圆齿轮的制造过程提出了一种利用包络图形绘制以及图像平滑技术实现液压马达三维参数化建模的方法。以4-6型液压马达为例,在UG NX软件平台中生成了太阳轮、内齿圈三维模型。将太阳轮、内齿圈、行星轮装配后形成非圆齿轮行星轮系,在动态仿真过程中非圆齿轮行星轮系运行平稳,轮齿之间无干涉,太阳轮、内齿圈与行星轮之间的密闭腔容积周期变化,与液压马达实际工况相符。结果表明,基于虚拟制造过程的设计方法得到的非圆齿轮行星轮系的精确模型是可行的,可快速实现系列化、变异化设计,为液压马达的设计工作带来极大的便利。

为研究某新型阀控式制退机的缓冲性能,用等效运动方法,在Fluent中建立制退机内部流场模型,分析了流液孔的面积a_(x)对液压阻力系数K值的影响,在一定范围内,随a_(x)的减小,K值不断增大,取值范围在1.1~1.8。以模拟后坐试验平台为背景,构建了模拟后坐过程的动力学模型,采用Simulink进行动力学仿真,对比仿真与试验结果,验证了该阀控式制退机的缓冲性能和调节能力,为该制退机在火炮上应用奠定了基础。

为了减小转管炮发射时的后坐阻力,提高射击精度和稳定性,设计了一种新型弹性胶泥-液压浮动机。根据浮动机的弹性力、粘滞阻尼力以及液压阻尼力计算公式,建立了浮动机的动力学模型。利用粒子种群算法对该动力学模型进行寻优得到该浮动机的最优结构参数。基于此结构参数对浮动机动力学模型进行10连发仿真,结果表明,浮动机的动力学参数匹配合理,在连发射击时浮动稳定。与原弹簧-液压浮动机对比,能够有效地减小后坐阻力和后坐位移,后坐特性得到了改善。仿真结果验证了将弹性胶泥用于浮动机的可行性,为弹性胶泥在浮动机上的应用提供参考。

提出了冲击液压成形冲孔一体化新工艺,对2B06铝合金薄壁圆盘形零件普通液压成形与冲击液压成形下板料的变形行为进行系统研究。与普通液压成形初期板料的“凸底变形”不同,冲击液压成形初期板料的变形呈现“平底变形”;当冲击速度在28.9~31.6 m/s时,零件贴模效果较好;冲击液压冲孔工艺相比普通冲孔工艺,孔壁质量更高。采用新工艺可获得较好的成形及冲孔精度,并有效降低减薄及破裂缺陷,拓展了冲击液压成形的应用领域。