弹引系统膛内纵向过载测试与仿真

设计了弹丸膛内纵向过载直接测试系统,加工特制弹丸及假引信体,保证其质量、外形、长度与原弹丸及相应的引信体保持一致,保证其与原弹丸及相应引信膛内运动过程相同.采用弹载存储测试技术,将加速度传感器安装在弹丸内部,然后采用软回收技术回收弹体,取出弹载测试存储模块,将弹载测试存储模块通讯串口与微机串口相连,并将弹载存储器存储的数据导入计算机并分析处理,获取弹丸膛内纵向过载动态分布规律.并数值仿真了引信膛内纵向过载,仿真结果与试验结果吻合较好,为引信安全性问题的研究提供了可靠的数据支持,同时也说明了理论仿真的正确性和试验方法的可靠性.     

电磁发射弹丸飞行弹道仿真

针对电磁发射弹丸飞行弹道进行仿真研究,在建立刚体六自由度飞行弹道模型的基础上,采用时频分析和涡流分析方法,建立电磁-动力学耦合模型分析弹丸出膛时由于膛内振动带来的炮口扰动,采用动网格技术建立电磁-气动耦合模型分析弹托分离产生的气动扰动,从而得到了电磁发射弹丸的飞行弹道模型。以得克萨斯大学先进技术研究所设计的IAT-HVP为例,仿真分析了弹丸以1117 m/s初速、0°射角出膛时弹丸出口扰动对弹体速度和气动特性的影响,并得到其飞行200 m的弹道曲线。仿真结果表明,受电磁发射一体化弹丸出口扰动的影响,弹体落点相比理想弹道产生了24%的偏差,其中炮口扰动引起的偏差最大,其次是弹托分离。     

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)。     

二维弹道修正弹气动特性与稳定性仿真

在某型迫击炮无控弹结构基础上,将其引信改为固定鸭舵修正引信,采取直接利用原有尾翼结构、加大翼片面积和减少翼片数量三种尾翼设计形式,分别构建3个弹体模型,运用CFD计算软件对3种弹体模型的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数变化规律进行仿真,得到具有一定修正能力且满足全弹道飞行稳定性要求的弹体模型方案,其仿真结论可为尾翼稳定迫击炮二维弹道修正弹的研究提供参考。     

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。     

内锥型空心弹气动外形与阻力特性数值仿真

为了得到具有最小阻力系数的内锥型空心弹的气动外形,基于内锥型空心弹弹丸长度、口径、喉道形状不变的条件下,通过改变锲角来调节弹丸外形结构,利用计算流体动力学软件Fluent软件对不同形状的内锥型空心弹进行数值仿真,得到了在不同气动外形下的流场特性、阻力系数随锲角的关系和具有最小阻力系数的气动外形结构。另外,还研究了具有最小阻力系数的内锥型空心弹在来流3Ma不同攻角条件下的流场特性和不同攻角下阻力系数随来流马赫数的变化关系,结果表明：前锲角过大会造成内锥型空心弹丸发生气流阻塞现象,锲角的变化对压差阻力影响较大,对摩擦阻力影响较小;内锥型空心弹最小阻力系数气动外形结构为非对称锲角结构;最小阻力系数弹在不同攻角条件下,阻力系数随马赫数增加变化规律基本一致,马赫数过低也会影响内锥型空心弹发生气流阻塞现象。     

高原环境对弹丸动态稳定性的影响

分析了高原环境低空气密度对弹丸动态稳定性的影响。给出了弹道坐标系中的力方程组和非滚转弹体坐标系中的力矩方程组,并通过线性化方法得到弹丸角运动的状态空间模型。列出了角运动状态矩阵的四个特征根,并利用复数平方根计算方法得到特征根实部的表达式。提出弹丸动态稳定性稳定因子的新定义,并证明新的动态稳定条件与传统的动态稳定条件是一致的。讨论了低空气密度对尾翼稳定弹和旋转稳定弹动态稳定性的影响,并通过仿真说明弹丸在高原条件和平原条件下的动态稳定性存在差异。     

制导信息协同下的最佳起爆控制分析与研究

综合利用制导和引信信息确定引信最佳起爆延迟时间和起爆方位是导弹技术发展的方向.在弹体坐标系下建立了任意空间交会条件下战斗部最佳起爆延迟时间和起爆方位的数学模型,通过仿真计算对弹目交会特性进行了分析.研究表明,脱靶方位角在遭遇段的较远距离上误差较大,而在弹目接近的过程中误差逐渐减小并趋于稳定.     

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。     

基于脉冲控制的末修弹飞行稳定性研究

脉冲力的瞬间作用会引起攻角和侧滑角的急剧变化,对末修弹飞行稳定性产生较大的影响.以线性化运动微分方程组为数学解析手段,对末修弹脉冲作用稳定性进行深入分析研究.数值仿真表明,采用小扰动法分析弹丸脉冲控制弹丸飞行稳定性是可行的.     

稀薄流高超声速飞行器气动加热耦合计算

针对稀薄流域高超声速飞行器的气动加热问题,开展耦合数值计算研究。通过引入牛顿冷却定律,将直接模拟蒙特卡洛数值模拟方法与结构传热计算方法相结合,设计一种可对全机外形进行气动热和结构传热计算的高效松耦合方法,实现飞行器防热层结构材料温度分布特性的数值模拟。在以钝锥外形为例对直接模拟蒙特卡洛数值模拟程序进行验证的基础上,采用该方法对X37B轨道飞行器外形长时加热与结构传热过程进行数值模拟,给出结构温度及热流密度随飞行时间的变化规律。研究结果表明,设计的耦合计算方法能够模拟稀薄流域高超声速飞行器的气动加热及结构传热耦合过程,可为该类飞行器的气动热分析及热防护设计提供技术支持。     

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。     

变质心控制的旋转弹动力学建模与仿真

针对高速旋转弹方向修正的难题,将变质心技术应用到高速旋转弹的弹道方向修正中。引入固连于瞬时质心的动质心坐标系,重点分析了由于质心偏移带来的弹体转动惯量、惯性积的变化以及所产生的控制力矩,基于外弹道学理论建立了变质心的高速旋转弹的6自由度弹道模型。仿真结果证明了变质心控制对于高速旋转弹具有理想的修正能力,惯性积是影响其稳定性和操纵性的重要因素。     

引信在膛内的加速度响应分析

研究引信在膛内的受力情况,经典的分析方法是将弹丸和引信看成一个刚体,但随着对膛内问题的深入研究,发现这种方法和实测值出入很大.为更好地计算膛内引信的受力,本文在实测的基础上建立了弹丸引信系统在膛内冲击振动的力学模型,提出利用振动理论计算引信零件膛内加速度响应的方法,并对两种不同类型的弹丸引信系统进行计算比较,计算结果和实测值很接近,并发现此方法在簿壁弹上应用优越性更为突出.     

舰炮近炸引信预制破片弹在反导中的弹丸威力分析

舰炮使用近炸引信预制破片弹进行反导,是舰炮反导的一种重要方式,近炸引信预制破片弹弹丸威力是影响舰炮使用该弹种反导效能的一个重要因素,通过分析舰炮使用近炸引信预制破片弹的反导过程和毁伤机理,用弹丸毁伤破片数描述弹丸威力,对弹丸威力及毁伤破片进行了定义,建立了一套计算弹丸毁伤破片数的方法,得出了反导过程中弹丸威力随拦截距离的增加而变化,是一动态威力的重要结论。     

一种“可抛机翼”变构型飞行器设计与性能分析

变构型飞行器可以通过改变自身构型在不同的飞行条件下同时具备良好的气动特性,从而适应不同的任务需求和飞行环境。针对传统变构型方式会增加飞行器质量和结构复杂度的问题,设计了一种具有“可抛机翼”的变构型飞行器,其常规构型可实现高亚声速巡航,在抛离机翼后变为弹体达到超声速,用于末段突防、打击等军事用途,针对变构型前后2种状态进行不同飞行条件下的数值计算,初步评估该飞行器的气动性能,再通过飞行仿真模拟飞行器从抛离机翼到加速冲杀的全过程。研究结果表明：这种飞行器可以通过构型的改变适应不同的飞行环境,为高速变构型飞行器的构型设计提供参考。     

榴弹通用电容近炸引信仿真测试系统分析

在弹丸引信方面,仿真测试技术己成功应用于重型反坦克导弹、红箭—73导弹、60毫米和82毫米迫击炮弹、90毫米航空火箭弹等电容近炸引信的研制和生产中。对于榴弹通用电容近炸引信,由于该产品要求弹丸炸高在0.5～3m之间,使用常规测试方法很难进行准确测试,而高速录像目前的技术水准(1万帧/s)在高落速时会产生不容忽视的相对误差且价格昂贵无法广泛使用。因此,在榴弹通用电容近炸引信研制开发之初就同时提出了对其仿真测试系统的研制要求。电容近炸引信仿真测试系统是实验室半实物打靶仿真系统,其实质是模拟各种射击条件下目标对引信的作用,因而系统可以检测不同弹目交会条件下引信的动态工作状况和预置炸高。该仿真测试系统采用微电脑控制,设计思想先进,结     

一种防空指令修正弹控制模式研究

针对防空指令修正弹的方案设计问题,探讨了一种通过选择弹丸在有控段某点停止控制而恰能完成修正指标的外弹道控制模式,推导了有控弹丸平均侧向速度和剩余飞行时间的估算公式,给出了最佳停控点的确定判据.对上述控制模式进行了仿真计算,得到不同修正条件下的侧偏修正量及攻角曲线.仿真结果表明,该控制模式具有较高的控制精度,侧偏修正最大误差不超过±2.5%,且在该模式下弹丸也可保持飞行稳定.该研究结果可用于指导防空指令修正弹的方案设计.     

远程尾控制导炮弹气动特性及仿真分析

针对高旋制导炮弹高转速导致控制难度大的问题,设计了一种利用船尾装置进行弹体减旋控制的制导炮弹外形,减旋船尾的轴承装置与前部舱段采用非硬连接方式,能够保证弹体出膛后达到船尾减旋效果。对弹体的气动外形进行物理建模,使用GAMBIT进行非结构化网格划分,通过FLUENT软件在Spalart-Allmaras模型的基础上对非硬连接减旋船尾的制导炮弹进行气动特性仿真。仿真结果表明：在500次迭代完成后,随着马赫数的升高,阻力系数的收敛值从0.174 0增加到0.466 5,升力系数的收敛值从0.066 99增加到0.408 8,力矩系数的收敛值从0.086 68增加到0.646 0;弹头和弹尾所受压力值随着马赫数的增加而增大,且弹头所受压力最大值为9.82e+0.5 Pa,弹尾所受压力最大值为1.71e+0.5 Pa。仿真结果表明具有减旋船尾的制导炮弹气动外形合理,所得气动参数可为减旋制导炮弹提供设计依据。     

弹上引信天线的研究

弹上引信天线的研究,主要根据弹上引信天线的特点来从事理论研究。由于常用的弹上引信天线均安装在弹体的头部即圆锥部分或弹体的圆柱体上,所以研究其理论时,应以重点研究圆柱体上为边界条件下天线理论,尽量给出其公式的一般数学表达式,具体推导过程十分繁杂,这里仅从IIz,Fz为出发点,推导出圆柱体上电磁场的普遍数学表达式;给出了应用举例及特例计算。另一方面,对弹上引信天线设计方法进行了研究,根据弹上引信天线设计的特点,亦可应用编好的设计使用程序软盘,以供使用时参考。