针对无人水下航行器轻量化、体积小的要求,文中提出了一种液压缸-冲压活塞-栅状管式发射装置。为评估该装置动力特性,基于流体动力学和内弹道理论,建立了该装置发射鱼雷动力学模型,以液压缸速度为输入,获得冲压活塞前后端压力特性和发射鱼雷内弹道特性。经对比验证,上述模型计算结果与计算流体力学仿真结果基本吻合,证明了所建模型的可靠性。研究结果表明,冲压活塞运动过程中产生的最大阻力约为0.43 MPa,为满足液压缸速度输入,液压缸输出压力及功率可采用上述结果作为设计依据;冲压活塞运动在0.42 s后作减速运动,此时鱼雷运动约3.9 m,为减小鱼雷后续管内运动时的压差阻力,栅状管孔位可根据上述结果进行优化以提升补水能力,从而提高发射装置的做功能力。

设计研制了一种新型内弹道测速器，用于多型导弹发射筒内弹道参数的测量，获取导弹出筒速度和筒内运动最大过载量;该测速器采用独特的机械结构设计方法和光电转换器件，解决了导弹发射筒内高速直线运动向电信号的转换问题，采用了最小二乘滚动拟合法和全程高次方程相结合的数据处理分析方法，解决了发射筒内复杂测量环境带来的大扰度干扰问题；通过实际应用证明，该测速器工作稳定，可靠，测量精度高达99．73％，具有一定推广应用价值。

无杆式高压气动弹射器因开口的固有结构决定其存在一定量的泄漏,为此设计并开展样机泄漏测试试验。基于由实验数据拟合的标准干空气热力学状态方程,分别按理想气体和真实气体对比计算泄漏率,并拟合泄漏率随压力、行程变化的经验公式。建立考虑动态泄漏、真实气体效应及真实开阀规律的精确内弹道模型,对考虑和不考虑泄漏两种工况的结果进行对比,并详细分析考虑泄漏的弹射过程中热力学参数与负载运动参数的变化规律,将其与弹射试验数据、流体仿真结果进行对比。研究结果表明按理想气体计算的泄漏率比真实气体偏小约4%;泄漏率不超过4%/s;考虑泄漏的精确内弹道模型计算结果与弹射试验数据、流体仿真结果均基本一致,具有较高的计算精度。

根据气体一维准定常流动理论建立了气缸式尾翼气缸充放气理论模型,设计了φ1.8 mm和φ2.0 mm两种气孔直径的气缸式尾翼结构,仿真得到了气缸内压强和气缸内外压强差曲线,结果表明φ1.8 mm方案尾翼能够正常工作,φ2.0 mm方案尾翼存在在膛内提前张开的风险,并得到验证。

为研究采用液压缓冲设计的分离螺母工作过程及降冲击效果,利用经典内弹道理论构建了分离螺母工作过程仿真模型,此外,以降低分离螺母内筒运动速度为缓冲目标,进行了液压缓冲设计,并以液压反作用力方程对内弹道模型进行了反馈补偿控制,最终建立液压阻尼作用下的分离螺母内弹道模型。研究表明,缓冲设计的内筒运动速度大幅度下降,工作时间大幅度提高,验证了缓冲设计的有效性,并通过试验进行了验证。本研究为同类产品的仿真分析及缓冲设计提供了参考。

以某大口径火炮为研究对象,针对身管内膛有油和无油两种工况,考虑弹带与内膛表面摩擦系数随弹丸速度变化的因素,利用非线性有限元软件ABAQUS,作出简化假设处理,建立弹带挤进膛线过程的计算模型并进行数值模拟。结果表明,挤进过程中弹带受坡膛挤压,凸台材料向后侧环形凹槽流动,同时弹带材料向阴线部流动形成弹带刻槽。在前后弹带开始接触坡膛和最大塑性变形时刻出现弹带与坡膛的接触力极值点。有润滑条件下的挤进过程对应挤进压力小,相应射程也较小,火炮内膛有油条件下易造成首发近弹,在射击准备过程中应进行除油。

对某水下气动发射装置进行了理论分析，研究了其内弹道特性。利用数学建模方法对发射过程进行了建模并对内弹道性质进行了计算。对影响内弹道性能的3个主要参数：武器运动的初始阻力、发射阀最大开启面积和发射气瓶初始充气压强进行了分析。计算结果表明：发射管最大膛压的主要影响参数为武器运动初始阻力；而武器出管速度的主要影响参数为发射气瓶初始充气压强和发射阀的最大开启面积。

在高压气动热力学过程中压力远大于临界压力、温度远偏离对应的玻义耳温度基于理想气体的热力学参数失去真实性气动性能的品质就无法保证.针对高压空气弹射发射系统基于对应态方程和改进的维里方程建立气动方程组进行真实的动态热力学研究.推导高压空气的余函数的解析表达式获得温度、压力大幅度变化条件下的真实热物性质参数.利用余函数对动态过程中热物参数的不确定性进行反馈补偿数值求解气动方程组.对比的数值结果表明弹射过程余比焓的值偏高工质状态远远偏离理想气体;弹射过程工质压缩性强最大压缩因子达1.101 3;真实气体效应增加高压室中压力、温度下降的速率降低低压室压力、温度上升的速率;高压空气真实的做功能力偏低但过载平稳.