影响子母弹终端效应的关键参数及其搜索方法

为解决航空子母弹抛撒点抛撒高度、速度等参数设定问题,基于一种子弹单圈多段排布的航空子母弹模型,通过建立子弹的外弹道方程,研究它的地面散布并且寻找其散布规律；然后根据在实战中要求的所要摧毁的目标形状、面积,从子母弹作战效能角度出发,提出一种搜索算法,用该算法能搜索出覆盖目标范围所要求的子母弹的几种抛撒参数.仿真验证表明:该算法能够使子弹有效地覆盖目标,最大误差2.5％,提高了航空子母弹的作战效能.     

子母弹战斗部抛撒装置内弹道参数研究

分析了子母弹燃气抛撒装置的结构原理,根据气动原理,利用准两相流理论,计及火药气体和正在燃烧的火药固体的两相流动。研究了星形隔框式子母弹战斗部的抛撒过程,最终可得到p-t曲线和子弹抛撒速度。     

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。     

子母型航空燃料空气炸弹子弹散布仿真研究

建立了FAE子母弹空投过程物理模型和结构化数学模型,使用Visual C++语言编写了仿真软件,该软件可以对各种条件下空投过程进行仿真,计算出子弹落点散布及子弹落地的弹道诸元.该工作可以对子母弹参数及空投条件进行优化,为该武器系统设计及使用提供了一种有效分析手段.     

跨声速下子母弹囊式抛撒干扰特性

为分析子母弹囊式抛撒分离过程中气囊破裂后燃气冲击对子弹药动力学特性的影响,通过编译气动耦合求解程序并结合试验研究建立了囊式动态抛撒三维动力学计算模型,分别对0.8Ma,1.2Ma,3.0Ma三种典型马赫数下子母弹囊式抛撒分离干扰过程进行了数值模拟。在此基础上引入了基于目标边界体积的边界网格自适应方法,提高数值模拟对流动分离特性的捕捉和分辨能力。研究结果表明:燃气干扰主要存在于分离初始阶段,随着分离马赫数的增加在来流及激波的强干扰下其作用效果逐渐减弱。燃气干扰的存在对弹体初始分离角速度具有较大影响,在0.8Ma,1.2Ma,3.0Ma分离马赫数下其造成的初始扰动时间分别为12,10,5ms,干扰结束后由于燃气的初始扰动使得弹体角速度值分别增加了54%,97%,3%。      

基于外弹道模型的导电纤维丝束落点散布研究

为研究短路毁伤元-导电纤维丝束的落点散布规律,根据子母弹抛撒外弹道理论和丝束展开及飘落运动特性,并重点考虑到丝束运动过程中抛撒速度的散布对其落点的影响,建立了丝束从抛撒到落地的外弹道模型.通过蒙特卡洛法选取丝束抛撒过程中的抛撒速度并代入模型进行了求解.计算结果表明,丝束散布范围、散布半径等参量与飞行试验结果基本吻合,证明了本模型具有应用参考价值.      

高低压燃烧室活塞抛撒动力学模型及影响因素研究

基于经典内弹道理论建立了高低压燃烧室活塞抛撒过程的动力学模型,利用4阶龙格-库塔方法编写了数值计算程序,以某子母战斗部为例进行计算,获得了抛撒过程中高低压室压力、子弹速度、加速度随时间的变化曲线.在此基础上计算分析了喷孔面积、药量和高低压室容积等因素对抛撒参数的影响,获得了压力、速度、加速度随上述因素的变化规律,计算结果符合实际变化规律,对子母战斗部活塞式抛撒机构设计具有借鉴和指导意义.     

子母弹对面目标封锁效能的蒙特卡洛仿真

子母弹在飞行至指定空间位置时,接到抛射信号后立即打开母弹弹舱进行子弹药抛撒.子弹药一般在目标区域呈现一定的散布,短时间内对面目标形成大面积封锁和杀伤.为提高子母弹对目标的封锁效能,构建了子母弹抛撒系统模型.结合技术要求,分别选择中心爆管抛撒和聚能切割作为系统抛撒方式和开舱方式;子弹药采用分层排布设置.应用蒙特卡洛方法进行子母弹对面目标封锁效能仿真,抽象出了开舱高度、抛射速度的概率模型,编制出计算分析程序对不同抛撒速度和抛撒高度下系统封锁效能进行了大量计算.结果表明,随着抛撒高度的增加,系统效能随抛撒速度的增加存在一个优化区间,为更合理地设计子母弹抛撒系统提供了参考依据.     

子母式干扰弹战斗部结构设计与抛撒策略

大口径干扰弹大多采用整体装填一次性起爆的方式,具有分散性差、成烟面积小等问题。针对这些尚未解决的问题,围绕子母式干扰弹进行结构设计,并基于内弹道理论,分析建立了抛撒过程模型。采用MATLAB编程,计算分析了抛撒过程压力、子弹罐体和干扰弹弹体抛射速度的变化规律,得到了子弹罐体和弹体的抛射速度。通过静态抛撒试验测试表明,子弹罐体和干扰弹弹体的抛射速度的误差分别为3.2%和7.3%,验证了战斗部结构设计的合理性与抛撒策略的可行性,为干扰弹设计提供了理论支撑。     

反导子母弹最佳射角方向角和开舱时刻的确定

为了使子母弹抛撒开的子弹散布范围可以覆盖来袭导弹,在分析来袭导弹和子母弹弹道轨迹的基础上,以开舱后子弹群中心点的脱靶量为优化目标,以母弹的射角和方向角为设计变量,建立了无约束优化数学模型。在MATLAB中使用fminsearch无约束优化程序求优,得到了脱靶量取到极小值时母弹的最佳射角和最佳方向角,并根据当弹目距离达到一定数值时母弹开舱的原则计算了母弹开舱的时刻。还研究了优化模型在不同发射时机时的求解情况。计算结果表明,在子母弹的各项参数和来袭目标轨迹给定的情况下,应用优化的方法可解出母弹发射的最佳射角和方向角。随着发射时机越来越晚,最佳射角越来越大,而最佳方向角越来越小。     

波纹管式抛撒机构抛撒过程建模及仿真

建立了子母战斗部波纹管式抛撒机构抛撒过程的系统内弹道理论模型并进行了数值计算,分析了该机构的结构和工作原理。根据波纹管膨胀做功过程的特点建立了波纹管运动模型、容积及有效推力面积变化模型。编制程序并进行模拟计算,获得了抛撒过程的弹道性能曲线。仿真结果说明了模型的可行性。该文研究可为波纹管式抛撒机构的结构设计和优化以及装药结构的设计提供理论指导。     

子母弹最佳抛撒半径与导弹精度关系研究

子母弹抛撒半径是评定子母弹打击效果的基础,而子母弹最佳抛撒半径与导弹精度密切相关,为了提高子母弹对目标的打击效果,需要确定子母弹最佳抛撒半径与导弹精度之间的确切关系.基于Monte Carlo模拟方法计算机场跑道失效率,分析了导弹精度和子母弹抛撒半径对跑道失效率的影响,运用黄金分割法求出不同导弹精度下的子母弹最佳抛撒半径,并用最小二乘法对导弹精度与子母弹最佳抛撒半径的函数关系进行拟合,通过比较得出二者近似为线性关系.     

高速旋转子母弹开舱高度自适应技术研究

针对高速旋转子母弹定时开舱后子弹药落点散布精度低的问题,提出一种修正开舱高度的自适应技术. 建立了高速旋转子母弹子弹药全弹道模型,针对母弹发射时的初速误差、射角误差及抛撒高度误差,利用计算机对子弹药落点精度进行了仿真分析. 结合分析结果提出一种基于开舱高度修正的母弹自适应技术以提高子弹药落点精度,并推导出适合高速旋转子母弹的开舱高度修正公式.      

直接碰撞杀伤动能拦截器对子母弹头毁伤分析模型

针对直接碰撞杀伤动能拦截器对子母弹道导弹弹头毁伤问题,对动能拦截器和子母弹头目标特性进行了分析,基于体积重叠分析提出了子弹毁伤判定方法,建立动能拦截器末端遭遇弹道模型,并通过引入射击线技术对毁伤子弹数进行了估算,建立了动能拦截器对子母弹头毁伤快速分析模型. 算例与分析表明,利用该模型可有效分析碰撞角、碰撞点等因素对子母弹头毁伤概率的影响,研究结果可为动能中段反导毁伤效能评估和拦截模式选择提供参考.      

阻力伞-灵巧子弹系统气动及稳定性研究

为研究阻力伞-灵巧子弹系统空气动力学特性及气动特性对系统飞行动稳定性的影响,应用系统动力学和计算流体力学对非轴对称弹体外形进行了对比仿真,分析了子弹和阻力伞气动流场,与风洞试验进行了对比;为优化伞-弹系统气动特性,提高打击效率提供了数据支持,同时建立伞-弹弹道模型进行系统弹道仿真,归纳了气动数据、开伞时间对系统动稳定性影响规律.结果表明非对称外形对子弹气动特性影响不大,系统气动特性稳定,合适的开伞时间和气动参数对动稳定性有一定影响.      

导电纤维丝团在严酷弹道环境下的性能研究

为研究强冲击过载、高速旋转及高抛撒速度等严酷弹道环境对导电纤维丝团的工作性能影响,对两种典型结构丝团进行了理论分析与试验研究. 结果表明,高过载对丝束强度影响较大,丝轴两端具有挡轮结构的丝团抗过载性能要远远高于无挡轮结构的丝团,使得丝团能够适应各种强过载冲击. 通过理论分析得到了母弹或子弹旋转运动条件下丝团与子弹发生相对转动时的判据及丝束的损伤判据,还得到了子弹抛撒丝团时的丝束损伤判据. 研究结果可为丝团适应严酷弹道环境的结构设计提供依据.     

初容室容积对燃气弹射载荷与内弹道性能影响

为研究初容室容积变化对燃气弹射载荷与内弹道性能的影响,建立了含二次燃烧和尾罩运动边界的二维轴对称数值模型。在实验数据验证模型可靠性的基础上,研究了初容室容积变化导致流场结构和二次燃烧核心区域改变的机理,分析了弹射过程中影响建压的主导因素,得到了不同初容室容积下的流场、载荷和内弹道性能规律。结果表明:随着初容室高度的增加,燃气射流反射点由筒底转移至筒壁面,二次燃烧核心区域由发射筒上部转移至下部;对于弹底初始冲击压力峰值,容积因素占据主导,对于二次压力峰值,总压因素占据主导;导弹加速度峰值和出筒速度先减小后增加,出筒时间先变长后变短。实验装置初容室高度增加100mm,为最优内弹道设计方案。     

红外成像制导子弹弹道及视景仿真研究

分析了目前红外成像制导的视景仿真任务以及广泛采用的软件,决定使用卫星工具软件（STK）进行视景仿真。搭建红外成像制导子弹的数字仿真系统,进行六自由度全弹道仿真,再现红外成像制导子弹飞行的弹道特性。并且进行了红外成像制导子弹的视景仿真,再次验证了六自由度弹道仿真的结果。为了将红外成像制导子弹数字仿真结果直观的显示出来,有必要开发逼真的实时视景仿真软件,将飞行过程及飞行环境实时表现为可感受的虚拟场景和特效,以利于仿真人员直观快捷的对仿真结果进行分析、评判和决策。     

采用氮气发生剂的子弹药气囊抛撒内弹道计算模型

在经典内弹道理论基础上,建立了以氮气发生剂为抛撒动力源的子弹药气囊抛撒内弹道模型.将整个氮气发生器视为气源,提出了名义燃速的概念,建立了名义燃速方程,把氮气发生器及抛撒装置的结构等因素对名义燃速的影响通过引入结构综合参量体现,简化了计算过程.名义燃速方程采用了带有常数项的指数形式.用该模型计算所得结果与试验测试值符合较好,可用于抛撒技术的研究和工程应用.     

子弹药抛撒随机外弹道模型及其蒙特卡洛解法

为解决基于经典外弹道理论的子弹药抛撒外弹道模型计算准确性较差的问题,针对带伞及带飘带无控子弹药,并考虑各种随机因素对其落点的影响,建立了随机外弹道模型. 该模型中的随机微分方程组难以精确求解,采用蒙特卡洛方法进行近似求解. 将该模型用于实际子母弹研制中,对子弹药落点进行预测,并与应用经典外弹道模型计算进行比较. 结果表明,本模型的计算结果与实验结果吻合得更好.