多燃气发生器多时序点火优化技术

对于基于燃气工质的传统冷弹发射装置,由于各型导弹质量、最大承受过载、出筒速度等技术指标要求不同,不同型号导弹很难实现弹射装置的通用化。基于多燃气发生器多时序点火思想,利用经典弹射内弹道理论建立通用弹射内弹道模型,设计弹射内弹道数值求解算法,给出考虑导弹最大过载和低压室推力效率的目标函数,提出多燃气发生器点火时序优化算法。仿真结果表明,优化后的多燃气发生器点火时序可以很好地满足弹射指标要求,并能有效提升导弹弹射效能。     

多燃气发生器动力系统的温度自调节性能研究

多燃气发生器弹射动力系统可以随温度变化调节发射内弹道,通过对多个燃气发生器进行不同步点火,获得导弹在多股燃气生成并相互作用下发射过程的内弹道参数。针对多个燃气发生器的弹射动力系统,使用Matlab编程并求解内弹道微分方程组,对同一弹体在3种不同温度发射工况进行内弹道仿真试验,结果表明在不同时序对不同燃气发生器点火,可以使弹射动力系统得到基本一致的出筒速度。此项研究可为多燃气发生器发射动力系统的内弹道设计提供重要的依据。     

多燃气发生器动力系统的温度自调节性能研究北大核心

多燃气发生器弹射动力系统可以随温度变化调节发射内弹道,通过对多个燃气发生器进行不同步点火,获得导弹在多股燃气生成并相互作用下发射过程的内弹道参数。针对多个燃气发生器的弹射动力系统,使用Matlab编程并求解内弹道微分方程组,对同一弹体在3种不同温度发射工况进行内弹道仿真试验,结果表明在不同时序对不同燃气发生器点火,可以使弹射动力系统得到基本一致的出筒速度。此项研究可为多燃气发生器发射动力系统的内弹道设计提供重要的依据。     

加质源项技术在装药燃烧中的仿真研究北大核心

在弹射器燃烧室装药燃烧升压非稳态过程中,燃气发生器燃烧室内流场的压强数据在很大程度上影响着导弹弹射过程的安全与稳定。针对管状装药燃气发生器的特殊装药结构形式,运用Fluent软件建立了二维轴对称非定常计算模型,采用加质源项技术,通过UDF编译来实现燃气的质量、动量、能量向燃烧室的注入。通过设置不同的观测点,对燃烧室装药不同部位的压力和温度变化情况进行监测,计算得到了在装药加质燃烧升压过程中装药表面各点的压强和温度分布,随后分析了燃烧室喷管口打开后燃气流场的流动情况,得到了燃烧室内弹道压力变化曲线。所得结论可为燃气发生器的抗热冲击设计和喷管的结构设计提供参考。     

加质源项技术在装药燃烧中的仿真研究

在弹射器燃烧室装药燃烧升压非稳态过程中,燃气发生器燃烧室内流场的压强数据在很大程度上影响着导弹弹射过程的安全与稳定。针对管状装药燃气发生器的特殊装药结构形式,运用Fluent软件建立了二维轴对称非定常计算模型,采用加质源项技术,通过UDF编译来实现燃气的质量、动量、能量向燃烧室的注入。通过设置不同的观测点,对燃烧室装药不同部位的压力和温度变化情况进行监测,计算得到了在装药加质燃烧升压过程中装药表面各点的压强和温度分布,随后分析了燃烧室喷管口打开后燃气流场的流动情况,得到了燃烧室内弹道压力变化曲线。所得结论可为燃气发生器的抗热冲击设计和喷管的结构设计提供参考。     

超远程火炮安全装药多指标优化分析

通过计算分别建立了超远程火炮全装药和小号装药内弹道多目标(指标)优化模型,采用基于空间测度为标准的TOPSIS方法对方案进行了综合优化、排序,从而获得确保发射安全的满意装药方案。计算实例表明:TOPSIS方法是一种解多指标优化问题的有效方法,多指标优化模型可作为内弹道设计方案优化工具。     

注水角度对同心筒发射装置降温影响研究

针对某新型同心筒发射过程中存在的热载荷问题,采用筒底持续注水方式对发射装置进行降温,可以有效降低发射过程中燃气对发射装置的热冲击作用。计算中采用RNG k-ε湍流模型和mixture多相流模型求解气液两相流场,建立了考虑导弹运动的三维同心筒发射燃气射流冲击模型,对不同注水角度的湿式同心筒发射装置热物理场进行了分析研究。结果表明,当注水角度为30°时,发射装置内筒外壁面和外筒内壁面的温度最低,燃气对发射装置的热冲击最小。研究结果可为同心筒降温装置设计提供参考。     

导弹箱式垂直热发射过程燃气流冲击效应研究

为了研究导弹箱式垂直热发射过程燃气流场对导弹及发射装置的影响,使用计算流体力学方法,将燃气流场与导弹运动耦合计算,采用域动分层动网格更新方法模拟了导弹的发射过程,采用多组分冻结流计算燃气流场,得到了导弹热发射过程中流场分布及导弹、发射箱的热、力载荷分布情况,并采用发射试验进行了验证。研究结果表明,导弹在箱内运动过程中,弹表面基本为负压,各测点导弹截面出箱以后,压力迅速升高为一个大气压;在点火时刻弹尾部产生一个775 K的温度峰值,在整个运动过程中,弹表面温度基本保持在300 K;发射箱的温度变化经历先升高,出箱后降低,运动一段距离到超临界状态又升高,随着导弹远离发射箱,箱内表面温度逐渐降低;导弹运动过程中,发射箱内基本为负压,喷管运动至观测点截面附近时,该观测点压力降至最低,之后缓慢升高,到超临界状态,压力下降形成一个波谷,随着导弹远离发射箱,箱内壁面压力逐渐升高为一个大气压。     

舰炮发射增程弹道修正弹测量弹道坐标转换

为了对增程弹道修正弹进行偏差计算、形成修正指令,需要对测量的一段弹道参数进行辨识,目前的辨识算法都是基于相对地球静止射面坐标系的,但是,舰炮发射修正弹以后舰艇继续机动,跟踪雷达随之运动和摇摆。针对舰艇作战环境的特点,建立了舰炮发射增程弹道修正弹测量弹道坐标到射面坐标系的转换模型,并采用基于弹道方程的滤波方法对转换后的坐标数据进行了仿真。建立的模型可以为舰炮发射修正弹的火控软件研制提供参考。     

自寻的多用途反坦克导弹基准弹道设计与仿真

为了使反坦克导弹满足现代战场多用途化的需要,可实现平飞攻击和攻顶攻击,对某型反坦克导弹平射弹道和攻顶弹道进行了初步设计,提出了一种可以实现平射和攻顶的弹道方案,在外弹道学和导弹总体参数的基础上建立了它的运动方程,最后基于Simulink对其进行了编程和仿真。仿真结果表明,采用设计的弹道方案平射时导弹落角可达-15°的要求,攻顶时导弹落角可达到-30°的要求,即可以实现平射和攻顶弹道,所以设计的弹道可为未来多用途反坦克导弹弹道提供借鉴。     

舰载导弹垂直发射过程中甲板面燃气流场仿真分析

基于三维、雷诺平均N-S方程和k-ε二方程的紊流模型,采用数值计算方法对舰载导弹垂直发射过程中燃气流对甲板面及其上设备的影响进行了仿真分析。通过数值模拟,得到了导弹发射过程中产生的燃气流作用在弹舱盖、排气盖及甲板面上的压力分布规律,并给出了一些特性曲线,最后与实际试验结果进行了比较验证。     

基于舰艇摇摆的垂发型舰空导弹三维弹道仿真

在对舰艇摇摆状态下垂直发射型舰空导弹发射姿态的计算方法及其典型飞行弹道分析的基础上,将导弹运动学弹道分成无控段、初制导段、初末制导交接段和末制导段,根据导弹各飞行阶段的制导特征分别建立了飞行弹道的仿真模型,并对不同发射姿态的导弹弹道特征进行了仿真分析。运用该模型可进一步确定舰艇摇摆状态下,舰空导弹的杀伤区、战斗部的毁伤能力及导弹的发射时机,为指挥员进行防空作战指挥提供了理论参考依据。     

垂直发射舰空导弹弹道仿真研究

中远程舰空导弹的弹道模拟仿真是中远程舰空导弹战术使用研究的基础,以某型中远程垂直发射舰空导弹为研究背景建立垂直发射舰空导弹模拟理论弹道数学模型,并采用Matlab语言对所建立的模拟理论弹道模型进行了三维数据仿真验证,验证结果证明弹道特征基本符合实际弹道形状,符合进一步的战术使用研究要求,并可为舰空导弹作战仿真提供一定的参考.     

旋翼-机身组合体对机载导弹的气动干扰

直升机对机载导弹的气动特性和初始弹道的影响,对于改进导弹发射技术和载机的安全具有重要意义.对时间滗步进自由尾迹模型进行改进,建立了一种能快速收敛的悬停旋翼自由尾迹模型,并与机身面元模型耦合成旋翼/机身组合体气动干扰模型.发展了一种旋翼/机身组合体干扰条件下导弹气动特性的工程计算方法,并对某型空空导弹的气动特性和初始弹道进行了数值模拟.结果表明,导弹在最初几米内气动力系数变化十分剧烈,说明直升机确实对导弹具有很强的干扰作用.最后对结果作了简要分析,指出了直升机下洗气流对导弹的气动干扰规律.     

傅立叶级数型导弹工作式研究

空空导弹弹道计算需要解算一组复杂的微分方程。火控系统为了解算导弹的攻击区,不能直接采用这组微分方程,必须事先建立一套简单可行的导弹工作式,它既要满足火控系统的要求,又要充分地发挥出导弹的作用,满足一定的误差要求。笔者阐述了如何为空空导弹的发射建立一种全向攻击的工作式。     

多点喷射空气酒精燃气发生器试验验证

为有效解决现有燃气引射气源存在的诸多缺点,适应一种引射系统大流量、小型化的需要,在综合分析各燃气引射气源方案的基础上,研制了一种以空气、酒精作为推进剂的多点喷射结构的燃气发生器,并开展了多种工况下的试验研究。结果表明:采用的多点喷射方案大大提高了空间利用率,有效满足了引射系统小型化的要求;喷雾性能好,喷雾锥角及粒径优于设计指标要求;点火可靠性高,解决了领域内现有燃气发生器点火可靠性低的缺点;点火迅速,燃烧平稳,可实现较为均匀的出口温度场;燃气发生器工作范围较宽,能在余气系数2.52～4.34范围内稳定燃烧;高效的火焰筒内壁空气冷却方式有效保证了燃气发生器长时间工作运行。     

某型催泪子母弹装药特性研究

为了增大某型催泪子母弹有效射程,提高其处置大规模群体事件的效能。基于弹道学理论,分析了装药特性、弹丸初速及射程之间的关系。运用比较分析法、数字仿真法和MATLAB计算工具,模拟弹丸发射时内弹道过程,获得了该子母弹内弹道曲线,得出了在装药量不变情况下,改变发射药,提高初速,增大射程。通过校核催泪子母弹强度和实弹射击,结果表明:方法安全,简单实用,为催泪子母弹增程设计研究提供参考。     

机动发射条件下助推滑翔导弹射击诸元快速解算

针对机动发射条件下助推滑翔导弹对全程弹道快速生成的迫切需求,在弹道设计中选取7个关键性控制量参数作为全程弹道射击诸元,并提出与之相对应的诸元解算算法。将全程弹道分为助推段、初始下降段、滑翔段和俯冲攻击段,在统一化运动模型描述的基础上,运用参数化迭代的思路,依次对不同飞行阶段诸元进行了快速求解,满足多种复杂约束条件。在全程诸元迭代解算模式的基础上,提出助推段沿用中心弹道诸元,仅对其他射击诸元进行重计算的部分诸元迭代解算模式。仿真结果表明:采用所提助推滑翔导弹射击诸元快速解算方法,可在大范围机动条件下对远距离地面固定目标进行快速精确打击。     

9管38mm催泪弹发射器增程设计

针对国产9管38 mm催泪弹发射器射程较短、高低压发射的特点,采用理论与实验相结合的研究方法,提出了低压室装填发射药和延长身管长度来提高催泪弹弹丸初速的技术途径。利用经典内弹道理论建立了38 mm催泪弹发射过程的内弹道数学模型,并进行了数值模拟;定量分析了身管长度与弹丸初速的关系,运用实体参数化设计软件Pro/Engineer完成了身管长度增加后发射器的平衡设计;利用实弹射击验证了采用低压室内装药和延长身管长度两种方法的可行性。研究工作表明,低压室内装药和延长身管长度均可提高9管38 mm催泪弹发射器初速,也提供了一种简单实用的发射器增程设计方法。     

某型导弹发射仪可靠性Bayes设计与实现

某型导弹发射仪主要是用于发射舰载新型反舰导弹的保障设备,对其工作性能可靠度的高低直接关系到系统的正常使用,所以系统的高可靠性是该导弹发射仪设计的首要指标之一.在对某型导弹发射仪进行可靠性设计时,经过对系统构成要素的分析,在充分论证系统可靠性的基础上,运用可靠性的估计相关理论和数学理论,建立了某导弹发射仪的可靠性模型,运用Bayes方法进行了可靠性评定,计算表明该系统的可靠性达到了设计指标要求,对实际系统工程的可靠性设计与评定具有较好的借鉴作用.