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为研究某型旋转自稳定末敏子弹运动特性,充分考虑末敏子弹的结构强非对称特点和其初始抛撒条件,引入动不平衡弹体模型,推导超大攻角条件下子弹的空间6自由度弹道方程,计算分析子弹的稳态扫描运动特性。结果表明:子弹体的质量分布非对称和初始抛撒角速度是子弹药实现稳态扫描运动的必要条件;子弹扫描频率只由抛撒角速度ω_(σ0)决定,且和ω_(σ0)正相关;初始俯仰角φ_(a0)≥0°时,扫描角整体呈增大趋势,初始俯仰角φ_(a0)0°时,扫描角整体变化趋势为先减小后增大;扫描面积与配重-全弹质量比、初始俯仰角、初始偏航角和初始角速度呈正相关,与均质圆柱体转动惯量比呈负相关。 相似文献
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针对某直筒式压缩空气弹射装置工作过程中存在诸多因素影响其内弹道特性的问题,为有效改善内弹道特性,提升装置整体弹射性能,对这些因素作用于内弹道特性的规律进行研究必不可少。选择以控制阀直径、发射筒径及初始温度3个因素作为分析重点展开研究。在计算流体动力学软件FLUENT中建立压缩空气弹射装置简化模型,通过网格无关性验证,选择了网格数合适的网格模型;设置合理参数,运用动网格技术进行计算仿真,得出不同控制阀直径,筒径及初始温度情况下弹射装置内弹道特性的不同变化规律。由于研究对象为直筒式弹射装置,针对该型压缩空气弹射器的研究较少,研究结果可为压缩空气弹射过程内弹道的深入研究提供理论参考。 相似文献
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本文针对火箭布雷弹主动段终点K的弹道诸元计算,提出了一种求解方法-“近似解法”。利用此方法,可以不用查表,快速计算出K点的弹道诸元。 相似文献
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针对超远程弹道的快速计算问题,研究了降弧段动力平衡角的快速计算方法。首先根据动量定理和动量矩定理,建立了适用于高空且考虑气动力非线性和几何非线性的弹箭角运动方程。使用摄动法推导了考虑非齐次项影响的角动量矩方程和角动能方程。分别在线性和非线性静力矩条件下分析了攻角平均幅值的角动量矩和角动能表示,从而建立了缓变变量的攻角幅值计算模型。算例计算结果表明,该方法和与六自由度刚体弹道模型的计算结果符合较好,并且因计算过程中各变量变化缓慢,可使用较大的计算步长,由此可使用该方法建立超远程弹道的快速计算模型。 相似文献
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针对再入初始速度大、飞行时间约束苛刻的轨迹设计问题,提出一种基于遗传算法和攻角+倾侧角联合优化的再入快速抵达轨迹优化设计方法。该方法在再入初段利用较大攻角迅速减小弹道倾角和拉平弹道,在再入后段/滑翔段联合设计和优化攻角+倾侧角变化规律以显著降低终端飞行速度,同时满足终端高度、终端航向角、最大动压、最大热流等约束条件。该方法能够提升传统升力体飞行器再入快速到达能力并拓展其应用范围。仿真结果表明,在典型飞行器参数和较大初始再入速度条件下,全程飞行时间小于12 min,终端速度能够小于7Ma,横向机动距离超过800 km。 相似文献
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为增强航空时敏制导炸弹在中制导段的滑翔能力,将极小值原理与自适应进化粒子群算法相结合,提出了一种适用于航空时敏制导炸弹增程弹道的组合优化设计方法。基于纵向平面内质心运动模型,推导了性能指标泛函及各不等式约束函数。引入Lagrange乘子矢量并建立相应的Hamilton函数实现无约束泛函极值问题的转换,推导出兼顾各优化目标函数的满意优化模型。利用自适应进化粒子群算法对该段增程弹道进行了攻角与弹翼张合档位双设计变量的组合优化。数值仿真算例表明,在满足状态方程约束的条件下,双变量的增程效果比常规单变量控制时显著提高,其优化结果可为制导炸弹弹道规划设计的研究提供一定的理论参考。 相似文献
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建立了鱼雷水下空间弹道数学模型,并针对鱼雷不同的衡重特性,采用四阶龙格库塔法和全选主元高斯消去法进行了仿真计算,分别研究了不同自由角、管制舵角和初始速度时初始弹道的变化规律.仿真结果表明,在质量相对较小、质浮心距离较大时,鱼雷初始弹道更易出现拱水现象,因而不适于在浅深度发射;在质量相对较大、质浮心距离很小时,鱼雷初始弹道出现较大袋深,发射时要求大深度海区.这些现象只能在一定程度上通过调整管制舵角、自由角和发射初始速度来克服. 相似文献
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弹体入水弹道研究综述 总被引:10,自引:2,他引:8
描述了弹体入水过程4个阶段撞击、流动形成、开空泡、空泡闭合的基本特征.分别讨论了弹体形状、入水角、入水速度、攻角、初始角速度和水域环境对入水弹道的影响.综述了弹体入水弹道的实验与理论研究概况,提出了有待进一步研究的工作. 相似文献
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为研究自然风对旋转弹丸外弹道性能的影响,基于坐标变换理论考虑了地球曲率变化对刚体弹道模型的作用,分析了自然风对各气动力和气动力矩的影响,建立了非标准条件下的刚体外弹道模型。应用该模型对某105mm榴弹不同风速、风向下的外弹道过程进行仿真,结果表明,自然风对飞行弹丸的攻角姿态有较大影响,进而影响弹丸的射程和方向偏移量;自然风对弹丸攻角姿态的影响在弹丸飞行的初始阶段风速大小起主要作用,而在弹丸飞行的中间阶段则是风矢方向起主要作用。 相似文献
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滑翔增程弹滑翔弹道优化设计分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对鸭式布局的滑翔增程弹,建立了滑翔增程弹滑翔弹道的模型,采用使滑翔弹道上每一点的升阻比最大的设计思想进行弹道优化设计,导出了俯仰舵偏角与平衡攻角的表达式,并对滑翔飞行弹道特性进行了仿真计算分析.仿真计算表明,滑翔弹道与常规弹道降弧段相比下降趋缓,增程效果显著. 相似文献
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垂发超近程导弹弹道优化设计是通过设计飞行攻角和发动机推力参数使得导弹性能指标达到最优或次优。针对超近程导弹垂直发射的特点给出发动机推力的分段准则,设计导弹初始飞行状态、飞行过程状态和终端弹道状态参数等约束条件,建立导弹运动学模型和多约束条件下弹道优化模型。基于hp-伪谱法将弹道优化问题转变成非线性规划问题。最后将优化方案所得的结果和遗传算法的优化结果进行对比分析验证优化方案的合理性。仿真结果表明可为垂发超近程导弹弹道设计提供参考。 相似文献