采用动网格技术的弹托分离仿真模型

针对一体化弹丸出炮口后弹托由与弹体接触到绕弹托质心做六自由度运动的过程,提出一种基于弹托分段分离运动并采用动网格技术耦合流体控制方程和六自由度运动方程的弹托分离仿真模型。以尾翼稳定脱壳穿甲弹为例,仿真分析不同马赫数下的弹托分离情况,并探讨弹托和弹体气动系数在分离过程中的变化情况。仿真结果表明:弹托分离马赫数越大,分离轨迹越靠近弹体且分离时间越短,但对地分离横向位移越大。通过与试验数据的对比,验证了所提弹托分离仿真模型的准确性。     

低转速条件下的弹丸飞行稳定性分析

为了解决制导炮弹引信试验成本高、研制进度慢、试验条件复杂等问题,以制式榴弹为原型设计了模拟试验弹,用于模拟引信的发射环境。由于试验弹转速较低,在不采用尾翼的条件下,出炮口距离200~300 m内,弹丸是否飞行稳定,是一个需要重点考虑的问题。飞行中的弹丸,由于阻力方向与质心运动方向不一致,导致合力不一定通过质心,迫使弹体在空中翻转,所以弹体的旋转速度和气动外形设计是弹体飞行稳定的必要条件。通过对弹丸在一定距离内的飞行稳定性数值计算,用数值计算结果进行稳定性仿真分析,进而说明数值仿真计算对弹丸气动外形设计可以提供有效参考。     

迫击炮发射条件对炮口扰动的影响分析

为探究迫击炮发射条件中射角和弹丸装药号对炮口扰动的影响,建立了某型迫击炮、弹丸及土壤的非线性有限元模型,考虑弹丸与身管耦合、座钣与土壤耦合、脚架与土壤耦合和缓冲机特性,使用显式求解器,仿真分析了不同射角和装药号条件下迫击炮单发射击时炮口扰动的变化规律。研究发现弹丸装药号和射角与炮口扰动均是正相关,对于某一距离的目标,使用较小号装药配合较小的射角,可以有效降低一发射击时产生的炮口扰动,提高射击精度。该结论对迫击炮的可靠使用和提高射击精度具有重要指导意义。     

脱壳弹弹托分离的双目视觉测量

脱壳弹的弹托分离过程对弹体的飞行稳定性和打击效能具有显著的影响。针对脱壳弹出膛后弹托相对弹体的六自由度运动过程,提出采用基于双目视觉原理的弹托分离角测量方法。通过在弹体表面和弹托表面设置标记点,采用图像处理和跟踪算法实现对标记点的识别和跟踪。结合双目空间标定参数解算出标记点的空间位置,进而获得弹托相对弹体的分离角度,同时采用实验验证了上述测量方法的精度,其精度达到2%。以实验室进行的初速度1 550 m/s和1 750 m/s的脱壳弹射击试验为例,测量并分析了不同初速度下的弹托分离轨迹。结果表明:脱壳弹分离初速度越快,弹托分离轨迹越靠近弹体。     

连射身管温度场及弹丸扰动分析

以小口径自动步枪枪弹和身管为研究对象.建立身管温度场有限元模型,在传热学的基础上结合内弹道计算结果分析身管传热,得到连射情况下的身管温度场,并以此为边界建立连发射击身管-弹丸热力耦合有限元模型,加载内弹道膛压曲线,采用有限元显示动力学分析弹丸膛内变形以及运动特性.研究结果表明:温度升高引起弹丸材料变形和应力变化是导致弹...     

基于ADAMS的枪榴弹发射环境研究

在研究预刻槽弹带弹丸发射环境时,以某35 mm枪榴弹为基础,利用Solidworks软件构建了枪榴弹身管、弹体及引信离心保险机构模型,装配后导入ADAMS软件,建立了枪榴弹发射动力学模型。在ADAMS软件中建立发射环境后,模拟弹丸在膛内运动过程,得到了弹丸膛内运动的部分参数,并仿真得到离心保险机构解除保险时间。分析仿真结果得到离心保险机构在发射后效期结束后解除保险,符合引信设计要求,该研究为引信机构仿真提供了参考。     

炮射盘旋侦察弹气动特性研究

通过对炮射侦察弹盘旋飞行质点弹道方程组的模型仿真,依据侦察弹战术、技术指标的要求,计算、分析和比较了不同升力系数下弹丸盘旋飞行时的弹道图形,结果表明在升阻比为3 8442时,侦察弹的气动布局最为理想。     

旋转稳定塑料弹体工程设计计算研究

本文以实验结果为依据,首先分析了塑料弹体影响弹丸膛内运动的物理性能,然后结合旋转弹丸的膛内运动特征,经过模拟试验,采用数学拟合法,初步建立旋转稳定弹塑料弹体工程设计计算的数学模型(包括结构尺寸设计计算、强度计算和内弹道计算)。     

某尾翼式火箭增程迫弹飞行失稳原因分析

针对某尾翼式火箭增程迫弹弹道飞行失稳的现象,建立了火箭增程迫弹的六自由度弹道模型,仿真分析了该弹丸的摆动角变化规律、全弹道静稳定度、动态稳定度,共振转速、平衡转速等,最终确定共振为该弹飞行失稳的主要原因。为避免弹丸共振的产生,研究确定了该弹的最佳转速范围,通过最大射程及密集度试验结果表明平衡转速为8r～10r时,发动机作用对弹丸飞行影响较小,密集度最好。     

基于刚柔耦合的坦克炮发射动力学仿真分析

炮口扰动是影响坦克炮射击精度的重要因素,为研究弹丸出炮口瞬间的炮口扰动规律,基于多体动力学与有限元方法构建了坦克刚柔耦合的全车动力学仿真模型,该模型考虑了身管的柔性特性,对身管进行了模态分析,得到了身管的模态中性文件。通过仿真,对比了后坐部分最大后坐位移与最大后坐速度的试验值与仿真值,对刚柔耦合模型的仿真结果进行了验证。在此基础上,分析了刚性身管和柔性身管对炮口扰动的影响,结果表明：考虑身管柔性特性的刚柔耦合模型能够有效提高坦克炮射击仿真精度。     

Trajectory predictions of new lift separation sabots

This paper presents a modified analytical model to evaluate the trajectories of various lift separation sabot configurations. The aerodynamic forces acting on the sabot surfaces during a supersonic flight are modeled in the present analytical model by incorporating the pressures on the windward side of the sabot due to the detached/attached shock and its reflections and then integrated using the 3-DoF dynamical equations. The trajectory and the aerodynamic coefficients were obtained for these config-urations at a projectile Mach number of 3. The sabot configurations, which include two new designs, are compared with each other and with the conventional free flight trajectory data of the conventional sabots. The mechanical interaction between the sabot and projectile is also addressed in the present work. The comparison shows that the new designs with the aerodynamic surfaces close to the center of gravity, lift-off from the projectile with minimal mechanical interaction compared to a conventional sabot.     

滑翔增程弹滑翔弹道优化设计分析

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.     

Study on performance degradation and failure analysis of machine gun barrel

An increase in the use of the gun barrel will cause wear of the inner wall, which reduces the muzzle velocity and the spin rate of the projectile. The off-bore flight attitude and trajectory of the projectile also change, affecting the shooting power and the accuracy. Exterior ballistic data of a high-speed spinning projectile are required to study the performance change. Therefore, based on the barrel's accelerated life test, the whole process of projectile shooting is reproduced using numerical simulation technology, and key information on the ballistic performance change at each shooting stage are acquired. Studies have shown that in the later stages of barrel shooting, the accuracy of shooting has not decreased significantly. However, it is found that the angle of attack of the projectile increases as the wear of the barrel increases. The maximum angle of attack reaches 0.106 rad when the number of shots reaches 4300. Meanwhile, elliptical bullet hole has appeared on the target at this shooting stage. Through combining external ballistic theory with simulation results, the primary reason of this phenomenon is found to be a significant decrease in the muzzle spin rate of the projectile. At the end of the barrel life, the projectile muzzle spin rate is 57.5% lower than that of a barrel without wear.     

高旋弹头滑块控制的建模与仿真

建立了双滑块机构下的高旋弹头动力学分析模型,对气动力矩变化和惯量张量变化给外弹道参数带来的影响进行了仿真研究,结果表明:双滑块机构对弹道三维方向的改变均有效果,同时弹头飞行攻角也是逐渐减小,因此系统的稳定性也是可以得到保证的,这就为后续的闭环控制提供了必要的保证.     

远程火箭弹滑翔增程技术研究

基于火箭弹滑翔增程技术中采用的控制导弹法向过载和保持升阻比最优的2种滑翔控制方案,建立了滑翔弹道模型,分析了2种不同控制方案的约束条件,并进行了全弹道仿真,计算了不同下滑点对弹道增程的影响,为增程弹道控制方案的选择提供了依据.     

遥控武器站总体结构参数优化研究

为减小遥控武器站炮口扰动以提高射击精度,建立了遥控武器站部分机构参数化三维模型、有限元模型和刚柔耦合动力学模型。基于多学科集成优化软件ModelCenter进行了系统集成,以减小炮口扰动为目标,建立了遥控武器站总体结构参数优化模型。采用多目标遗传算法对总体结构参数进行了优化,优化后炮口振动状况明显改善,与位移相关的起始撼动和与速度相关的起始扰动分别较原方案降低了17.05%和19.04%。     

滑翔增程炮弹弹道仿真与优化设计

根据滑翔增程炮弹的空气动力特性和飞行弹道特性,通过对滑翔弹道的理论分析,采用控制鸭舵技术,实现炮弹的增程。经过仿真优化可以得到最佳初始射角、助推发动机的最佳点火时间及作用时间、鸭舵的最佳展开时间以及控制系统进行飞行姿态控制所需的最佳摆动角曲线,理想情况下最优滑翔控制模型可使射程达到不进行滑翔控制时射程的1.5-2倍,所得结果对滑翔弹丸的气动力设计及控制系统设计具有一定的参考价值。