防暴动能弹弹丸设计原则

针对防暴动能弹的使用环境和要求,分析比较了防暴动能弹弹丸与常规普通弹丸在材料、初速、弹形、外弹道特性等方面的不同,以及作用于目标时弹丸作用效果的差异,提出了防暴动能弹弹丸设计过程中应遵循的几项原则。     

基于防暴动能弹的弹丸设计研究

本文就防爆动能弹的一些运用要求,详细的对普通弹丸和防爆动能弹弹丸的一些区别进行了分析和探讨,同时研究了在作用于目标时两种弹丸在效果上所表现出的一些差异,进而提出了在设计过程中,防爆动能弹弹丸需要遵循的几项基本原则,最后进行了总结。     

弹载自测速修正的炸点控制技术

弹丸初速是影响弹丸空炸精度的重要参数之一。针对弹丸初速度大小呈散布性特点提出了一种通过弹载自测速实时修正引信作用时间的炸点控制方法。设计了弹载自测速系统并分析了提高测速精度的关键因素。以弹丸水平射距为修正前提,通过弹载自测速和一次函数修正法构建了弹丸炸点控制技术。靶场试验表明在水平射距为1 500 m的空炸试验中炸点平均误差为9.6 m,这比不经过时间修正的试验中的平均定距精度提高了一倍多。该炸点控制技术有效地提高了弹丸炸点的精度并可为智能引信的设计提供参考。     

弹丸侵彻钢板夹层钢纤维混凝土遮弹板数值模拟

为研究钢板夹层钢纤维混凝土遮弹板抗侵彻性能,利用ANSYS/LS-DYNA3D有限元计算软件,数值模拟了高速弹丸撞击钢板夹层钢纤维混凝土遮弹板的过程,得到了弹丸侵彻靶板的速度、加速度变化曲线。通过分析不同弹速产生的弹丸速度及加速度的变化,得出不同初速条件下弹丸速度与时间的关系和加速度变化规律。该研究为组合遮弹板结构抗侵彻性能提供了理论依据,解决了过程计算的繁琐问题。     

高速模拟钢质弹丸侵彻多层靶仿真

利用显式动力有限元程序对用37火炮发射的着靶速1300m／s左右钢弹侵彻大间隔多层A3薄钢靶板的过程进行了数值模拟，分析了弹速、弹重、弹形等影响因素对侵彻过程的作用规律，计算结果和实验结果得到了较好的吻合。研究表明，弹丸的比动能是衡量弹丸侵彻能力的重要参数，在一定的弹丸速度范围内，当弹靶材料和靶板结构固定时，弹丸的侵彻能力是由弹丸的比动能所决定的。     

弹目相对方位的图像与陀螺组合测量方法

针对现有修正弹药中弹目相对方位探测精度较低的不足,该文结合图像敏感器（CCD）和微机电陀螺（MEMS）的特点,设计了利用CCD与MEMS陀螺组合测量弹目相对方位的方法。该方法以弹丸姿态运动方程为基础,根据弹丸全弹道下CCD的成像轨迹和MEMS陀螺测得的弹丸姿态角,计算得到了弹目相对方位参数。计算机仿真和转台试验结果表明,该方法能够较准确地测量弹丸与目标的相对方位,精度可达±0．4°。     

AHEAD弹毁伤武装直升机所需平均命中弹数研究

为了研究AHEAD弹对目标的毁伤效能及毁伤目标所需的平均命中弹数,该文以某典型武装直升机为例,建立了目标的易损性及毁伤评估模型,得到了命中情况下AHEAD弹对武装直升机的单发毁伤概率及毁伤目标所需平均命中弹数。研究结果表明,毁伤目标所需平均命中弹数受弹丸速度、脱靶距离、弹丸俯仰角等因素影响。对于常见的AHEAD弹发射参数,弹丸速度越大,脱靶距离越小,毁伤目标所需平均命中弹数越大。AHEAD弹俯仰角为60°时,毁伤目标所需平均命中弹数最小; AHEAD弹速度为600 m/s、700 m/s和800 m/s时,所需平均命中弹数分别为4.597、4.018和3.59。     

刚玉块石固结体抗侵彻性能的数值分析计算

利用ANSYS／LS-DYNA有限元软件,对刚玉块石固结体遮弹层抗Φ125弹和GBU28弹侵彻情况进行了数值计算分析。对GBU28弹侵彻混凝土的情况进行了数值计算分析,在此基础上,对刚玉块石固结体遮弹层抗GBU28弹侵彻情况进行了数值计算分析。结果表明,刚玉块石固结能够有效地减少弹丸的侵彻深度,降低弹丸的冲击破坏效应。     

动能弹侵彻土壤混凝土复合介质的试验研究

采用火炮发射动能弹直接撞击土壤混凝土复合靶,通过观测试验后的弹靶状态,回放弹载加速度存储仪,获得弹丸在侵彻过程中的加速度曲线,分析了弹丸对土壤及混凝土复合介质的侵彻规律,该研究结果可为反深层坚固目标战斗及引信设计提供依据。     

耦合内弹道过程的膛口流场数值模拟与分析

为提高武器精度,模拟弹丸射入膛内后的膛口流场,耦合内弹道过程分析弹丸射出炮口前的初始流场和射出后的流场变化.采用内弹道经典模型计算膛内弹后气体流场,建立二维轴对称气体动力学模型计算弹前气体及膛口流场,通过弹前阻力将二者同步耦合计算.计算过程采用非结构网格方法,同时考虑运动弹丸的影响,计算结果与实验流场相吻合.计算结果捕捉到弹丸出炮口后在膛口形成清晰的瓶状波系.分析得到弹丸出炮口后1.5 ms时刻炮膛内外的马赫数轴向分布;此时火药气体在膛外膨胀的最大马赫数可以达到6.32;火药经过激波后气体速度迅速下降到声速以下.由于激波的作用,在激波前后压强会产生阶跃.     

相近弹形气动参数的确定方法

提出由已知一种制导炮弹(Ⅰ型)气动特性(利用气动仿真对比计算与飞行对比试验方法)确定另一种气动外形相近的制导炮弹(Ⅱ型)的气动特性的方法.利用Jameson有限体积法求解空间流场的欧拉方程,采用笛卡尔网格技术分别对2种气动外形进行了气动力对比仿真计算.根据对比飞行试验数据对2种弹落点参数、雷达径向速度进行气动参数辨识.结果表明,仿真计算结果与根据落点参数及雷达径向速度辨识结果基本一致.该方法为根据已知气动外形准确确定另一种相近气动外形气动参数提供了一种途径.     

一种基于CFD的飞行模拟方法

分析了飞行力学模拟与CFD模拟之间的影响关系。详细考虑了机动飞行过程中飞行参数变化与气动力变化之间的相互影响,开发出基于高精度CFD计算的飞行力学模拟方法。改进了传统飞行力学计算方法,保证了气动数据和飞行数据的计算精度。采用此方法,通过一次数值模拟即可得到飞行过程中气动力及飞行轨迹、飞行速度等的变化过程,可用于对飞行器设计方案进行精细模拟。     

二级抛撒火箭子母弹散布场及弹道特性分析

针对子母弹的散布场及子弹飞散过程,使用Gurney公式的修正公式计算中心药管式二级抛撒机构的径向抛撒速度。对二级子弹进行受力及运动分析,建立无旋子弹的3D弹道方程组。使用二级子弹等比例模型风洞实验测量值计算二级子弹气动力参数,为弹道及落点散布计算提供数据支持。使用VC++编写子弹弹道及落点散布程序;得出亚音速抛撒时,随着一级子弹弹道倾角的减小,单枚一级子弹的散布场向正圆变化且二级子弹的横向及射向速度迅速衰减至零,纵向速度衰减至某一值后趋于稳定,二级子弹进入稳定的垂直下降阶段。     

起爆方式对整体式MEFP战斗部参数的影响

为研究不同起爆方式对整体式多爆炸成形弹丸MEFP战斗部参数的影响,通过LS-DYNA仿真软件,对3种不同起爆方式下战斗部形成多个弹丸过程进行数值仿真,并结合爆轰波作用理论,对弹丸成形形状和速度进行理论分析。结果表明：当采用点起爆与环形起爆时,弹丸束发散角和毁伤面积较大,但周边弹丸速度较低,形状不规则,气动性较差;当采用平面起爆时,弹丸束发散角和毁伤面积最小但弹丸速度较大,气动性较好;相对于点起爆、环形起爆方式,采用平面起爆方式时炸药有效利用率最高,形成弹丸的气动性和对目标侵彻效果最好。     

一种从自由飞行实验中提取空气动力系数的新方法

该文提出从飞行体自由飞行试验中提取空气动力系数的新方法－－Ｍａｒｑｕａｒｄｔ改进法。Ｍａｒｑｕａｒｄｔ法综合了Ｃｈａｐｍａｎｎ－Ｋｉｒｋ渚最速下降法的优点而避开了它们的缺点，是一种比较好的数据处理方法。Ｍａｎｑｕａｒｄｔ改进法既继承了Ｍａｒｑｕａｒｄｔ法的优点，又大大地减少了计算工作量，是一种收敛快的迭代算法，最后，给出了在靶道实验数据处理中的计算实例。     

关于旋转弹丸气动力、外弹道计算研究

本文较为详细地研究了旋转弹丸的一些气动力,外弹道计算方法,归结了一套较为完整的旋转弹丸气动力,外弹道计算模型。并在此基础上编制了一个适用于旋转弹丸的气动力,外弹道计算统一程序,该程序使用方便,计算精度较高,为研究弹丸的外形,飞行稳定性等提供了一个有效的计算工具。     

制导兵器气动布局发展趋势及有关气动力技术

论述了反坦克导弹、制导航弹、末制导炮弹、制导火箭等制导兵器常用的气动布局和特点；分析了制导兵器的新型气动布局及特点；论述了制导兵器的发展趋势是远射程、高机动、高精度、大威力和高隐身；指出了制导兵器发展中必须研究解决的关键气动力技术问题。     

文章编号：调整试飞阶段的某型飞机气动参数辨识实现方法

针对飞机调整试飞阶段质量特性数据变化较大的特点,以及飞行测试的限制,提出了一种气动参数辨识实现方法,该方法包括飞机质量特性数据的获得、飞行测量数据的重建等辨识数据的完善和成熟的辨识算法.并以某型飞机为例进行了纵向气动参数辨识,计算结果合理,表明该方法有效,具有很好的工程应用价值.     

超高速飞行弹箭气动烧蚀数值模拟研究

超高速弹箭存在的气动加热烧蚀现象会严重影响其外弹道特性。该文针对此类弹箭,旨在建立完善的气动加热、烧蚀模型,通过应用小扰动理论研究了弹一翼间的气动干扰、采用轴对称比拟的方法考虑了有攻角(非对称)情况、引入热化学反应建立了高温下的烧蚀准则。结合实例,对完善的气动加热、烧蚀模型进行了数值求解,并依据仿真结果归纳出一些烧蚀规律,对开展这方面研究有一定指导意义。     

鸭式制导炮弹气动外形优化设计方法研究

为了获得鸭式制导炮弹的最佳气动外形参数,建立了鸭式制导炮弹的气动外形参数优化数学模型,以气动性能参数要求为设计依据,提出一种鸭式制导炮弹气动外形参数的优化设计方法。对某鸭式制导炮弹算例的气动外形参数进行优化,结果表明:优化得到的气动外形参数能够保证该弹在飞行过程中稳定性适当,稳定性与操纵性匹配,舵偏角和平衡攻角匹配较好。该方法可作为此类弹箭气动外形设计的工具。