EFFECTIVENESS OF THE PROPELLENT CROSS-FEED TECHNOLOGY FOR LAUNCH VEHICLE

本文结合弹道优化,提出了估算和优化二级半构型运载火箭在不同发射模式和发射弹道下的近地轨道(low Earth orbit, LEO)最大运载能力的简单方法,并以长征七号为例进行了数值计算, 分析了使用推进剂交叉输送技术发射时的具体收效和最优弹道特点。数值计算表明：长征七号使用交叉输送技术发射时LEO最大运载能力能够比传统发射模式提高3 t(约20%), 同时降低发射过程中的最大轴向加速度近50%。该类型运载火箭采用推进剂交叉输送技术可以大幅提高运载能力。     

基于hp自适应伪谱法的组合动运载器发射窗口拓展能力分析

传统运载火箭具有弹道横向调节能力有限、发射窗口固定等缺陷。针对这一问题,提出了一种水平起飞/着陆的组合动力运载器方案,其巡航段的横向机动能力可极大地拓宽发射窗口宽度。首先推导了组合动力运载器的数学模型,建立发射窗口宽度与运载器横向机动范围之间的映射关系。考虑到飞行环境的复杂性,动力系统性能与飞行状态密切耦合,采用hp自适应伪谱法对运载器飞行轨迹进行优化。该算法自动确定新增节点的数量和位置,并用增加多项式阶次的方法代替节点增加,避免了不必要的网格细化,构成的非线性规划问题规模更小,初值更易选择,求解速度更快。最后进行了数学仿真研究,验证了优化算法的有效性和对发射窗口的拓展能力。     

高超声速飞行器助推段弹道快速计算方法

为提高机动发射高超声速飞行器助推段弹道计算速度和精度,提出一种联合BP神经网络和Levenberg-Marquardt(L-M)算法实现弹道精确快速计算的方法。首先综合考虑各项约束条件设计了助推段飞行程序和弹道优化模型;其次采用BP神经网络方法推导了发射点及终端入轨点状态量与弹道参数的映射关系;最后建立了基于BP神经网络和L-M算法的联合数值寻优计算模型,并采用联合算法对高超声速飞行器助推段弹道进行优化计算。仿真结果表明,基于BP神经网络和L-M方法的联合算法能够快速和高精度地完成机动条件下的高超声速飞行器助推段弹道计算,其终端高度、速度和弹道倾角的入轨精度可分别达到2 m、0.1 m/s、0.01°,并且弹道计算耗时在3 s以内。     

DCD格式在破碎发射药床两相流内弹道计算中的应用

利用DCD(dispersion controlled dissipative scheme)格式,提出了一种研究发射装药发射安全性问题的两相流内弹道计算方法。将内弹道气固两相流动力学方程组中与压力有关的项进行变形,实现了用同一种格式对气相和固相统一处理,而无须分别对待,采用DCD格式无须数值粘性和人工滤波,提高了计算精度。实例计算了某榴弹内弹道两相流动力学,计算结果与实验结果吻合较好。把破碎发射药床视为混合装药结构,用DCD格式计算了发射药床不同破碎程度对发射安全性的影响。计算结果表现出了通常计算方法难以反映的破碎发射药床内弹道压力极为剧烈的变化过程和极高的危险膛压。 更多还原     

考虑两相流内弹道的自行火炮发射动力学计算

为了更加准确地计算火炮弹丸的起始扰动,将两相流内弹道应用于发射动力学研究。建立了完整的自行火炮系统发射动力学方程组,包括火炮系统的体动力学方程组、弹丸在膛内运动的动力学方程以及两相流内弹道方程。编制了计算程序,实现了对某自行火炮发射过程的数值模拟,在准确计算内弹道过程的同时,获得了火炮的动力响应、弹丸膛内运动和起始扰动。部分模拟结果与实验实测结果吻合较好。计算表明,采用两相流内弹道模型将提高发射动力学计算精度。     

航天器与运载火箭耦合分析相关技术研究进展

本文以载荷分析为主要内容, 概述航天飞行器结构动力学研究的一些进展. 首先介绍航箭(航天器/运载火箭简称为航箭) 耦合系统载荷分析基本思想. 然后介绍以下3 个方面的载荷分析方法: (1) 采用基础激励理论初始载荷分析的近似方法; (2) 考虑航箭耦合影响的航天器/运载耦合系统分支模态综合法. 导出采用约束模态质量界面加速度的航天器载荷计算方法; 当仅考虑静定约束特殊情况时, 退化的方程与Chen 采用有限元法导出的方程相同. 给出新航天器载荷瞬态分析技术, 即一个以前的航天器/运载耦合系统载荷结果可以用来获得相同运载火箭发射一个新航天器结构的必要的载荷信息. (3) 考虑航箭耦合影响的航天器/运载耦合系统模态综合法. 包括: 固定界面模态综合法, 以及航天器/运载耦合的界面综合动态响应计算新方法. 最后, 介绍验证载荷分析技术. 简要讨论验证技术的重要性, 提出了采用试验与理论相结合的结构动态试验仿真技术,该方法包括了一套修正数学模型的新技术, 称之为子结构试验建模综合技术. 该方法已应用于复杂的结构建模. 在进行CZ-2E 运载火箭实尺模态试验之前, 用建议的模态试验仿真技术给出CZ-2E 模态参数的预示结果, 并与随后获得的实际模态试验结果相比, 两个结果彼此之间高度一致. 这个结果证明了模态试验仿真技术已成功地预示了CZ-2E 运载火箭的模态参数, 验证了建议的模态试验仿真技术的可靠性. 讨论了振动台振动试验仿真技术. 介绍了振动台振动试验仿真的几个关键技术. 包括: 有限元模型修正技术, 40 t 振动台系统台面控制仿真方法和D 卫星振动台振动试验仿真.      

远程超低飞行轨道分析

研究了一种新的远程导弹飞行轨道的可行性,它的最大飞行高度约100 km.这种超低弹道,借鉴卫星模式,利用离心力抵抗重力.与卫星轨道运行不同的是,超低弹道周围的稀薄空气影响至关重要,必须考虑.计算和分析结果表明,在相同载荷条件和射程条件下,超低弹道和经典的最小能量弹道对于火箭动力的需求大致相当,射程10000km以上基本相同,头部半径为5cm的轴对称外形,沿超低弹道飞行时,其驻点热流在高度26km左右达到最大值50MW/m2,约为最小能量弹道驻点热流最大值的50%.由于超低弹道对升力没有要求,飞行过程中的气动加热问题,沿用成熟方法如烧蚀防热即可解决.总体而言,超低弹道对于火箭动力与外形气动力/热要求,现有技术容易满足,因此利用它增强远程导弹的突防能力是现实可能的.     

充液航天器液体晃动和液固耦合动力学的研究与应用

随着火箭运载能力、卫星工作寿命和深空探测器任务复杂度的不断提高, 液体推进剂占航天器总质量的比重也不断增加. 液体推进剂的晃动影响着航天器的运动稳定性和姿轨控系统的可靠性, 是航天器动力学中一个备受关注的问题. 充液航天器中晃动的液体是一个分布参数系统, 理论上是无穷维的, 而工程上希望建立的数学模型是简单、低维的, 因此对液体晃动等效力学模型的研究经久不衰. 另外, 液体推进剂对航天器的结构动特性有着重要的影响, 在建立充液航天器的结构动力学模型时需要考虑液体推进剂与贮箱等结构的耦合效应. 本文首先结合液体晃动动力学理论和航天工程实际, 从理论研究、数值研究和实验研究等三个方面综述了国内外在充液航天器液体晃动动力学领域的研究现状, 并以此为基础介绍了航天工程中液体晃动等效力学模型的应用进展情况; 然后, 以液体运载火箭为例概述了国内外在充液航天器液固耦合建模方面的成果,介绍了求解液固耦合问题的数值方法和应用软件; 最后, 根据航天器工程的发展需求, 对充液航天器液体晃动和液固耦合动力学的进一步研究方向提出了一些建议.      

高速远程地震黄土滑坡发生机制试验研究

研究了一种新的远程导弹飞行轨道的可行性,它的最大飞行高度约100km. 这种 超低弹道,借鉴卫星模式,利用离心力抵抗重力. 与卫星轨道运行不同的是,超低弹道周围 的稀薄空气影响至关重要,必须考虑. 计算和分析结果表明,在相同载荷条件和射程条件下, 超低弹道和经典的最小能量弹道对于火箭动力的需求大致相当,射程10000km以上基本相同. 头部半径为5cm的轴对称外形,沿超低弹道飞行时,其驻点热流在高度26km左 右达到最大值 50MW/m2, 约为最小能量弹道驻点热流最大值的50%. 由于超低弹道对升力没有要求, 飞行过程中的气动加热问题,沿用成熟方法如烧蚀防热即可解决. 总体而言,超低弹道对于 火箭动力与外形气动力/热要求,现有技术容易满足,因此利用它增强远程导弹的突防能力是 现实可能的.     

气相爆轰驱动二级轻气炮内弹道数值模拟

二级轻气炮是超高速弹丸驱动技术中使用最广泛的技术之一, 它在超高速气动物理现象及材料高速碰撞下力学性能的实验研究和验证方面起着不可或缺的作用. 中国科学院力学研究所基于爆轰驱动方法研制了一座大型二级轻气炮, 可弥补高压气体驱动能力有限和火药使用受限的不足. 本文基于经过实验验证的准一维数值模拟方法, 详细研究了该设备的内弹道动力学参数及发射性能, 并探讨了不同发射方法及装填参数对设备性能的影响规律和机理. 研究结果表明, 氢氧爆轰驱动相比于高压气体驱动具有明显优势; 不同爆轰驱动方式对弹丸发射性能影响较小, 但其影响到整个设备的强度设计; 对装填运行参数的研究表明增大爆轰段充气压力可以有效加强轻气炮发射性能, 而活塞质量变化对发射速度的影响较为复杂, 轻气炮实际运行中受设备设计指标及模型材料性能的限制, 优化过程中需要同时调整3种参数以达到轻气炮最佳性能.      

爆燃动力装置内弹道的优化设计

为了研制一种具有特殊功能的爆燃动力装置,并确保该爆燃动力装置做功能力的精确化,涉及一种爆燃动力装置的内弹道数值模拟、优化设计及实验验证技术。在建立爆燃动力装置内弹道物理模型、分析装置做功过程的基础上,应用经典内弹道理论,获得了爆燃动力装置内弹道数学模型,并开展内弹道数值模拟;依据爆燃动力装置评价指标,确定了遗传算法的目标函数、优化设计变量及约束条件,获得了爆燃动力装置内弹道设计的优化解;依据相似理论原理,开展了爆燃动力装置推门模拟实验。实验表明,建立的爆燃动力装置内弹道数学模型合理,爆燃动力装置内弹道优化设计结果较理想。     

某火箭弹标准外形引信气动加热计算

为了评估弹体飞行中产生的气动热对弹头引信的影响,采用计算流体动力学(CFD)方法对某火箭弹标准外形引信体在飞行条件下的气动加热过程进行了数值计算与分析.计算中,将获得的某火箭弹实际弹道参数进行了分段线性拟合,得到了计算域入口处的速度、温度、压强与时间的函数关系;结合分析对象的特点,采用结构化网格、远场压力边界条件、k-ε模型,利用有限体积法、耦合求解法模式、二阶迎风格式进行求解,得出了某火箭弹标准外形引信在弹道中不同时刻的温度场变化规律.计算结果与遥测试验结果的比较表明:两者变化的趋势及量值大小相吻合,两者的最大误差为13.0%,满足工程应用要求.     

一种非火药驱动气体炮内弹道模型及发射诸元协调

介绍一种新型非火药驱动的气体炮,它有五个气室控制气体炮的整个发射过程。给出了该气体炮的结构原理和内弹道数学模型,并通过计算机模拟,分析了这种气体炮的发射参数的协调和优化关系,指出了影响弹丸最大加速度的主要因素。     

火炮在不同介质中发射的膛口流场特性分析

为研究水下炮密封式发射膛口流场及在不同介质中的膛口流场分布特性,建立了水下密封式发射二维轴对称膛口多相流数值模型.采用VOF(volume of fluid)模型、标准k-ε湍流模型,结合用户自定义函数及动网格技术,分别对水下密封式发射与空气中发射膛口流场演化过程进行了数值模拟与对比.计算结果表明,火炮在水下发射时的膛口流场与空气中发射时有明显差异.水下密封式发射时的最大膛压与空气中基本相同,弹丸初速较空气中发射降低了32 m/s,而膛口压力与温度有明显的升高;水下密封式发射时大约在140μs初步形成马赫盘,而空气中发射时马赫盘形成较晚,约在320 μs;与空气中发射相比,水下发射时的激波核心区面积更小,且弹丸头部不存在冠状冲击波.水下密封式发射时,马赫盘距离膛口轴向位移随时间变化呈指数增长;空气中发射时,马赫盘距离膛口轴向位移随时间变化呈线性增长.     

CDM模型及在纤维增强层合材料侵彻数值模拟中的应用

基于纤维增强层合材料的一种三维连续损伤本构模型（continuum damage constitutive model, CDM）,采用动态有限元程序LS-DYNA对Kevlar纤维增强层合材料的弹道侵彻过程进行了数值模拟,预测了弹丸的剩余速度以及靶板的变形和破坏模式,给出了弹道冲击下不同损伤模式的分布及演化。通过与实验结果的比较验证了数值计算的有效性和合理性。     

弹道枪不同水深下全淹没式发射膛口流场的数值分析

为了解弹道枪水下全淹没发射时，水深对膛口流场演化特性的影响，建立了二维轴对称非稳态膛口流场模型。采用流体体积函数多相流模型、标准k-ε湍流模型和Schnerr-Sauer空化模型，结合动网格及用户自定义函数技术，对水下全淹没发射膛口流场演变全过程进行了数值模拟。搭建了弹道枪水下可视化射击实验平台，对12.7 mm口径弹道枪在水中全淹没式发射时膛口流场演化过程进行了观测，并验证了数值模型的合理性。在此基础上，对比了不同水深下（h=1～100 m）膛口流场的演化特性。通过对比发现:在不同水深条件下，在膛口流场影响范围内，弹丸膛外行程随时间的变化均满足指数函数规律；水越深，膛口流场典型波系结构形成所需时间越长，且燃气在膛口轴向马赫盘处的温度和压力峰值越低，压力振荡幅度也越小，更快趋于平稳，但在径向上，水越深，压力振荡持续时间越长。     

PNF管内层流压降数值计算模型及偏差分析

为了建立管道非连续流体(PNF)输送时管内层流压降数值模型,基于牛顿流体和宾汉流体管内层流压降模型,考虑实际工程中气体在管道中低速运动的阻力对PNF输送阻力的影响,对PNF压降模型进行简化。结合工程实践详细分析了PNF管内层流压降近似表达式和相对精确表达式,并分析了二者之间的偏差。结合对工程数据的分析,验证了PNF管内层流压降模型的有效性。结果表明:当PNF流量增大或输送管管径减小时,使用压降近似公式与压降相对精确公式计算出的压降值之间的偏差会减小。通过与实测值对比表明,本文模型较好地描述了PNF输送时的压降。其中压降近似模型的精度更优(计算值与实测值的偏差率为1.16%~8.33%),且求解更方便。     

低冲击下固体推进剂延迟起爆现象

为了研究固体推进剂在低强度冲击作用下的延迟爆轰现象（XDT）,设计了2次冲击波加载的双隔板实验。用X光摄像技术观测了推进剂在低强度冲击作用下的延迟起爆现象。建立了推进剂双隔板实验计算模型,运用非线性动力学有限元方法对推进剂的双隔板实验进行了数值模拟,得到推进剂在2次独立冲击波加载作用下的压力历史,分析了推进剂发生延迟爆轰的受力过程。结果表明,在强度较低的冲击波作用下,该推进剂会发生XDT现象,对推进剂重复冲击加载作用和推进剂在加载作用下的敏化程度是控制XDT现象发生的主要因素。     

基于H - Matrices的结构特征值问题加速研究

提出遗传双重互易法,利用遗传矩阵结构（Hierarchical Matrices , H - Matrices）加速双重互易边界元法（DRBEM）结构特征值问题分析过程并压缩数据存储。通过自适应交叉拟合算法对遗传矩阵中的相容子块使用低阶秩块拟合,减少参与矩阵运算数据规模,降低计算消耗的内存空间。针对规模和效率的不同计算环境要求提出两种求解优化策略,即完全遗传双重互易法(PHDM)和混合遗传双重互易法(MHDM),以求针对性提高数值计算效果。数值算例验证了所提方法的效率以及数据压缩效果。     

基于p型有限元法和围线积分法计算复合型应力强度因子

传统有限元法由于采用低阶插值计算应力强度因子时,需要划分的网格数较多,收敛速度较慢,得到的应力强度因子精度不足。p型有限元法在网格确定时通过增加插值多项式的阶数来提高计算精度,具有网格划分少、收敛速度快、精度高、自适应能力强等特点。本文采用基于p型有限元法的有限元计算软件StressCheck计算得到应力场和位移场,并由围线积分法导出混合型应力强度因子(SIFs)。通过几个经典算例,分析了围线的选择对计算精度的影响,计算了不同裂纹长度、不同裂纹角度和裂纹在应力集中区域不同位置时的应力强度因子。并将数值结果、理论解与文献中其他数值计算方法所得的部分结果进行了对比分析,结果表明自由度数不大于7000时,导出的应力强度因子相对误差最大不超过1.2%,数值解表现出较高的精度及数值稳定性。