UNIX环境下的DLPI

本文简要介绍了UNIX环境下DLPI的基本特征和其提供的通信服务及原语,并介绍了DLPI服务在开发网络通信中的应用。     

吊放声纳模拟器主动探测模型

研究了吊放声纳模拟器主动探测建模与仿真技术。吊放声呐主动探测的效果除了受系统自身影响外,声速梯度、海况等水文条件对其也有很大的影响。在探测过程中,首先进行了波束判断,然后进行探测距离判断,提出一种基于恒定负声速梯度的声传播损失的计算模型,最后以声纳方程为基础,建立了主动探测的判断模型,并给出仿真结果。     

系列头型空泡特征及其对细长体阻力特性影响的试验研究

为了了解不同头型的空泡特征及其对轴对称体阻力特性的影响,在高速水洞中试验研究了6种典型头体在不同空泡数下,轴对称体上空泡的几何特征以及相对应的阻力特性,分析了空泡数对轴对称体空泡特征与阻力的影响.     

高炮空域窗射击弹丸散布中心配置方法

介绍了高炮未来空域窗射击体制的原理,提出了一种新的弹丸散布中心配置方法——菱形分布法,给出了空域窗射击的毁歼概率公式,并以毁歼概率均值和均匀度为指标对该配置方法的效果进行了分析。仿真结果表明,菱形分布法提高了对目标的毁歼概率,适于配置未来空域窗的弹丸散布中心。     

壁温对类HTV-2飞行器气动力计算的影响

数值模拟高超声速飞行器定常飞行时,需要给定壁面合适的温度条件以得到足够精确的预测结果。针对高超声速飞行器在风洞吹风试验与高空真实飞行时的壁面温度特性显著不同,分析了两类不同条件下数值模拟中壁面温度条件的选取问题。采用数值模拟方法求解三维Navier-Stokes方程,研究了壁面温度在风洞试验状态和高空飞行状态下对类HTV-2高超声速飞行器气动性能和边界层内特性参数的影响规律,结果表明：风洞试验条件下和高空飞行状态的壁面温度影响气动力机理不同导致壁面温度条件选取准则不同。     

并联TBCC动力对高超声速飞行器性能的影响

针对马赫数为6的一级高超声速巡航飞行器的动力需求,提出涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合动力（T/RJ/DMSJ）和射流预冷涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合动力(PCT/RJ/DMSJ)两种方案。在给定的飞行任务下,分析起飞推重比分别为0.8和1.0时,飞行器完成任务时的航程和飞行时间,并对比了PCT/RJ/DMSJ在两种工作模态下的性能。研究结果表明：在相同的起飞推重比下,两种组合动力方案的航程和飞行时间相差不大。当起飞推重比为0.8时,采用PCT/RJ/DMSJ组合动力方案比T/RJ/DMSJ组合动力方案的航程高出3.6%,飞行时间高出3.8%;当起飞推重比为1.0时,PCT/RJ/DMSJ的航程和飞行时间比T/RJ/DMSJ的分别高出4.6%和4.8%。在小推重比下,跨声速段的燃料消耗和飞行时间占整个加速爬升段的比例较大,随着推重比的增加,这个比例减小,巡航可用的燃料比例增大,巡航距离增加,提高起飞推重比可以提高超声速飞行器的航程并缩短飞行时间。     

喷嘴结构对高压水射流影响及结构参数优化设计

喷嘴是产生高压水射流的关键部件,其结构形式对射流动力学性能有很大影响。以圆柱形喷嘴为对象,进行喷嘴结构对高压水射流的影响分析及结构参数优化设计。采用两相流计算流体力学模型进行喷嘴内外的射流流场分析。为节省计算资源,在优化设计时引入Kriging代理模型替代计算流体力学模型。分别采用改进的非劣分类遗传算法和基于分解的多目标进化算法进行单目标和多目标优化设计。研究结果表明:直线型喷嘴总体性能较优,凹型喷嘴的次之,凸型喷嘴性能最差。以直线型喷嘴为设计对象,以射流初始段长度和流量为目标,得到了单目标和多目标优化设计结果。单目标优化时,两个指标较基准外形分别提高14.71%和27.56%。多目标优化时,优化得到的半锥角处于[15.4°,89.8°]区间内。运用代理模型和进化算法的全局优化方法在进行喷嘴的优化设计时是有效的。     

复杂外形导弹出水过程空化流数值计算研究

基于Zwart-Gerber-Belamri空化模型,采用动网格和复合网格技术,提出了一种复杂外形潜射导弹出水过程中空化流数值计算方法。对头肩部、舵面及突起物的空化生成、演化及影响因素进行了分析。结果表明,出水过程初期空化数降低使附体空泡迅速扩大,随后空泡脱落与振荡的影响将更为显著;肩部在15m/s出水时产生空化并随速度上升而迅速增长, - 攻角时肩空化非对称性显现;舵面空化受出水速度影响较小, 攻角以下时空化面积小于全舵面积的10%,但攻角超过 后空化面积迅速增长至50%以上;减小突起物尺寸有利于避免空化产生,突起物空化受攻角影响较小,但在高速下可诱导临近弹体产生空化。     

基于边界交叉法的高超声速滑翔飞行器多目标轨迹优化研究

针对高超声速滑翔飞行器复杂约束条件下多目标轨迹设计问题,基于边界交叉法和伪谱法提出了其多目标轨迹优化方法。首先,分析了高超声速滑翔飞行器复杂约束轨迹优化问题的特点,提出了多目标轨迹优化问题。然后,采用边界交叉法和伪谱法将多目标轨迹优化问题转化为一组单目标优化子问题,利用非线性规划算法分别求解。在优化过程中,将已求解子问题的解作为下一个子问题的初始值。利用上述方法求解了最大横程和最小峰值热流轨迹优化问题,仿真结果表明：本文方法能够有效搜索到优化轨迹的Pareto前沿,可以为高超声速滑翔飞行器轨迹设计提供参考。     

敷设气囊的充水圆柱壳的声辐射

为降低充水圆柱壳受内部点声源激励时的水下辐射噪声,在其外壳上敷设气囊,形成气囊圆柱壳。为指导气囊圆柱壳的设计,将充水裸圆柱壳和充水气囊圆柱壳分别简化为单、双层无限长隔板。比较隔板、气体与水的波阻抗,分析了气体声速与层厚对双层无限长隔板在平面声波入射时低频声辐射的影响机理。分析表明,声速小的气体和适当的气层厚度可以降低双层障板的辐射噪声。采用声无限元法计算了气囊圆柱壳的水下声辐射,结论与对隔板的机理分析吻合。优化设计出的充水CO2气囊圆柱壳的水下辐射声功率与远场辐射声压明显低于充水裸圆柱壳。