激光半主动末修弹目标定位方法研究

在激光半主动末修弹实施弹道修正前,为实时精确得到地面目标相对弹丸的位置,提出利用激光探测器测角信息结合先验弹道的弹丸姿态角和弹道高信息得到目标相对位置的定位算法. 建立了目标定位模型,并利用蒙特卡洛法仿真,分析了弹丸在不同发射角下视角误差、弹丸姿态角误差和弹道高误差对定位精度的影响. 仿真结果表明,弹道高误差对定位精度影响最大,但单项误差因素引起的最大定位误差不超过12 m;弹丸发射角越大,其定位精度相对越高. 提出的目标定位方法简单易行,满足精度和实时性要求.      

一对鸭舵控制的炮弹角运动特性及其影响因素

为了给鸭式布局炮弹的气动外形及弹道参数设计提供依据,研究了该类炮弹在一对鸭舵控制下的角运动特性.建立了鸭舵控制弹道模型,对一般炮弹角运动方程给出了鸭舵瞬时作用下的特解.通过仿真计算,分析了舵面偏转瞬时的攻角过渡过程及其影响因素,研究了弹体转速等对攻角特性的影响.结果表明,不同鸭舵气动外形参数对应的攻角过渡过程差异较大;弹体转速及最大飞行斜距对炮弹飞行稳定性的影响较为显著;当弹丸速度很大时,质心控制方位对最大攻角幅值的影响较小.     

基于MATLAB的某一森林灭火弹外弹道仿真与运用

为了在设计初期能得到满足射程与弹重要求的弹丸初速,建立了弹丸质心运动的外弹道数学模型,采用四阶龙格-库塔法对外弹道微分方程进行计算,利用MATLAB软件进行仿真,并给出了相应的仿真结果及分析。最后根据得出的初速完成发射平台的原理方案设计,为后续的具体设计提供了依据。     

弹丸角运动稳定性的线性及非线性理论的“振幅平面”分析法

本文应用“振幅平面”法,首先求解弹丸角运动的线性微分方程,并得出稳定性判据,此判据与传统的外弹道理论结果相一致,然后,通过对弹丸角运动非线性微分方程的求解,讨论了弹丸的非线性稳定性 希望本文有助于弹道工作者及设计工程师了解有关弹丸角运动稳定性的线性及非线性理论的“振幅平面”分析法并从而引起对这一领域的兴趣。     

平衡抛射武器内弹道性能研究

该文研究了某平衡抛射武器发射药厚度对其初速或然误差、最大膛压等内弹道性能的影响.采用所建立的平衡抛射武器内弹道模型计算了该武器系统的内弹道性能,进行了内弹道性能试验,计算结果与试验吻合较好.采用Monte Carlo模拟,计算了不同厚度发射药的弹丸初速及其或然误差和最大膛压.研究表明,在保持弹丸平均初速不变的条件下,发射药厚度对内弹道性能及其稳定性有明显影响.建立了发射药厚度与内弹道性能参数间的定量关系,为改进该武器系统的内弹道设计提供了帮助.     

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。     

弹道修正弹在脉冲力矩作用下的飞行稳定性条件

弹道修正是近年来为提高弹药设计精度而出现的一种新技术。该文对弹道修正技术中常用的脉冲力矩修正作用,对弹丸飞行稳定性状况的影响等进行了讨论,给出了脉冲力矩作用下飞行稳定性条件。这对目前开展的修正弹道技术研究,特别是对弹道修正设计方案的选取,有一定的参考意义。     

弹丸侵彻自然土弹道的试验研究与数值模拟

弹丸在侵彻自然土壤过程中很容易产生弹道失稳现象,对弹丸的侵彻与毁伤目的造成很大的影响,因此,分析弹丸侵彻自然土壤的弹道特性是十分重要的。通过56式枪弹和125 mm弹侵彻自然土壤的试验,得到弹丸侵彻土壤的弹道轨迹图像,并对其进行分析研究。结果发现弹丸侵彻自然土壤时,会迅速失去姿态稳定,在土壤中产生较大空腔,并增加与土壤的接触面积,增大阻力,使弹丸速度迅速降低,影响弹丸的侵彻深度。同时,根据试验条件,利用LS-DYNA建立了计算仿真模型,获得了弹丸在侵彻过程中的姿态和运动特征。计算获得的弹丸姿态与弹道特征与试验图像比较吻合,对弹丸的速度、位移和负加速度做了分析研究,表明数值计算结果具有较高的可靠性,可以为弹丸侵彻土壤研究提供参考。     

土中弹道的试验与数值模拟研究

弹丸在侵彻自然土壤过程中很容易产生弹道失稳现象,对弹丸的侵彻与毁伤目的造成很大的影响,因此,分析弹丸侵彻自然土壤的弹道特性是十分重要的。本文通过56式枪弹和125mm弹侵彻自然土壤的试验,得到了弹丸侵彻土壤的弹道轨迹图像,并对其进行了分析研究。其中发现弹丸侵彻自然土壤时,会迅速失去姿态稳定,在土壤中产生较大空腔,并增加与土壤的接触面积,增大阻力,使弹丸速度迅速降低,影响弹丸的侵彻深度。同时,根据试验条件,利用LS-DYNA建立了计算仿真模型,获得了弹丸在侵彻过程中的姿态和运动特征。计算获得的弹丸姿态与弹道特征与试验图像比较吻合,对弹丸的速度、位移和负加速度做了分析研究,表明数值计算结果具有较高的可靠性,可以为弹丸侵彻土壤研究提供参考。     

小口径弹丸头锥三自由度偏转气动特性分析

为研究小口径弹丸的二维弹道修正能力,进行了头锥三自由度偏转时弹丸整体的气动特性分析。建立弹丸的弹轴坐标系和弹头坐标系,确定2个坐标系的相对欧拉角为偏角和转角。通过控制不同的偏角和转角,运用计算流体力学软件Fluent仿真分析弹丸头锥在不同空间位置的气动特性。在5°攻角和弹丸头锥的不同偏转情况下,采用数据拟合方法得到弹丸的俯仰力矩系数、偏航力矩系数随弹丸头锥偏角和转角变化的数学模型。仿真结果表明,在头锥不偏转的情况下弹丸具有较好的稳定性,静稳定储备量为13.54%。     

活性材料弹丸碰撞油箱引燃效应实验研究

采用弹道碰撞实验的方法,对高密度冷压成型和烧结硬化PTFE/Al/W活性材料弹丸碰撞油箱引燃效应进行了研究.实验结果表明,在弹丸质量和尺寸一定条件下,活性弹丸碰撞油箱引燃燃油能力显著强于钢弹丸;活性弹丸引燃效应除了与碰撞速度有关外,还显著受碰撞位置影响.基于实验结果,分析了不同装油量条件下碰撞位置和速度对油箱破裂和引燃行为的影响机理.分析表明,活性弹丸通过动能侵彻和爆炸化学能释放的联合作用,一方面显著增强了对油箱的结构破坏能力,提高了燃油的喷溅和雾化效应;另一方面活性材料爆燃反应形成的点火源持续时间更长、作用范围更大,从而有利于燃油的引燃,显著增强对燃油的引燃效应.      

飞行弹丸头部温度场研究

针对弹丸滞留受热身管影响其外弹道初始温度的问题,分别建立了弹丸内弹道和外弹道瞬态受热模型。结合身管传热方程与两相流内弹道模型,采用四阶龙格-库塔法求解热平衡方程和弹道微分方程组,得出飞行弹丸头部温度场分布。该方法考虑了发射前弹丸滞留受热身管的可能性,使其外弹道初始温度的设定更合理,温度场计算结果更精确,符合实际战场环境,为弹丸红外辐射特性研究提供一定的参考价值。     

一种简单的外弹道设计计算机程序系统

随着近代计算机辅助设计和最优设计的出现,必然给外弹道设计带来新的课题,本文对此进行了初步的探讨;并且编制了三份计算机程序,分别用于弹丸的物理参数计算、空气动力系数计算、弹道和飞行稳定性计算。以此所组成的一个简单的程序系统,可用于旋转弹丸外弹道设计中的计算和分析,并可用于参数优化的研究。     

弹丸发射内弹道方程嵌入LS-DYNA数值模拟研究

为更好地分析弹丸发射内弹道过程,通过对LS-DYNA进行二次开发,将弹丸发射经典内弹道模型及火药气体状态方程引入有限元计算,并采用Lagrange方法对某弹丸发射内弹道全过程进行了数值仿真,成功模拟了火炮发射时火药燃烧推进弹丸运动的力学过程. 仿真结果表明：数值模拟获得的弹丸速度、弹后气体压力、弹丸过载曲线与经典内弹道计算结果一致性很好,同时数值模拟解决了经典内弹道无法获得弹丸具体受力情况和动态下的强度等问题.     

旋转火箭弹一般性运动方程组

本文建立了非标准条件下的旋转火箭弹质心运动和围绕质心运动的通用方程组,可用于各类火箭及炮弹弹道计算、射表编制、散布计算及稳定性分析。     

一种滑翔增程弹非线性模型预测控制方法

为实现对某滑翔增程弹滑翔弹道的跟踪控制,以达到增程的目的,采用具有解析形式控制律的非线性模型预测控制方法设计其控制系统。将滑翔增程炮弹控制系统分为质心控制和姿态控制2个回路设计,通过质心控制回路将方案质心位置指令转换成弹道倾角和弹道偏角指令;再由姿态控制回路转换成升降舵偏角和方向舵偏角指令;倾斜稳定控制器将滚转角指令转换成副翼偏角指令。以某滑翔增程弹为例进行仿真计算,结果表明,该控制器具有很好的控制效果,能够克服干扰因素的影响,实现滑翔增程的目的。     

旋转弹丸在复杂激波影响下气动特性数值模拟与分析

为了提高线膛发射武器的射击精度,研究复杂激波系对旋转稳定弹丸气动特性的影响.通过划分局部加密的网格,采用k-epsilon双方程湍流模型求解可压缩的三维Navier-Stokes方程,数值模拟和分析旋转弹丸在复杂激波影响下的气动特性变化规律.数值模拟的结果与SOCBT( Secant ogive cylinder boat tail)弹丸风洞实验数据相吻合,验证了计算模型与方法的合理性和可靠性.数值分析旋转速度、攻角、来流马赫数等对弹丸气动特性的影响,通过耦合内弹道过程,数值模拟和分析不同旋转速度对内弹道后效期内弹丸速度增的影响规律.     

高超声速弹箭烧蚀对外弹道特性的影响

该文根据烧蚀模型计算出弹丸在某一时刻的烧蚀外形及其对应的气动系数 ,利用外弹道模型仿真高超声速弹丸烧蚀后对其外弹道特性的影响。文中所采用的理论、方法及计算结果对以后进行高超声速弹箭的研究有参考价值     

基于脉冲控制的末段修正弹道研究

针对迫弹的末段弹道修正问题,建立了基于脉冲控制的飞行动力学模型.结合弹道模型,分析了脉冲个数、脉冲力大小、布置位置、弹丸转速、脉冲作用时间等脉冲参数和弹道参数对末段修正能力和弹道特性的影响规律.以某迫弹和给定的脉冲控制修正方案为例,进行了末段弹道仿真计算,得到了关于修正能力的定量仿真结果和末段修正过程中迫弹攻角变化曲线.研究结果表明了末段脉冲控制修正弹道偏差的有效性,也为末段修正迫弹的脉冲控制方案设计提供了一定的理论基础.     

单磁的弹丸滚转角测量与系统误差分析

针对高旋弹丸滚转角实时测量的问题,建立一种单磁的弹丸滚转角测量与误差分析方法。在弹丸发射前装订先验弹道的角度信息,通过时间匹配的方法获取实时的俯仰与偏航角数据;并结合地磁测量信息完成弹丸滚转角的实时解算。通过采用6自由度外弹道的蒙特卡洛仿真和多因素修正控制仿真的方法,完成弹丸在无控与修正状态的先验角度散布规律研究。在考虑时间基准误差的情况下,经系统误差建模与仿真得出,单磁的弹丸滚转角测量方法在无控和一次修正后的系统误差1σ下分别为小于2°和10°。仿真结果表明,基于先验角度信息的单磁弹丸滚转角测量方法可行,可以保证无控和一次修正后的滚转角测量精度。