子弹药抛撒时序对机载布撒器姿态的影响

针对子弹药定序抛撒方式,在建立子弹药时序抛撒动力学方程的基础上,基于子弹药定序抛撒时序序列的概念,研究分析了抛撒过程中子弹药抛撒时序变化对布撒器姿态的影响,进而提出了对子弹药时序抛撒系统设计的初步要求,可为机载布撒器子弹药抛撒系统设计提供参考.     

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.     

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.      

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.     

基于大气测量信息的风估计算法研究

针对投放开环飞行子弹药的空地布撒武器命中精度受平面风影响严重的问题,提出在具有SINS/GPS系统的空地制导布撒武器硬件基础上,加装大气测量设备进行平面常值风速、风向估计.根据空地制导武器的不同射程、动力及弹道方案,分别提出开环制导飞行风速估计算法及闭环飞行风速估计算法.建立六自由度模型,利用相应误差源对闭环风速估算方法进行验证与精度分析.仿真表明该算法精度较高,具备较强的实际工程应用潜力.     

爆炸抛撒过程的研究进展

爆炸抛撒指含能材料爆炸产生的瞬时高压对周围介质产生驱动作用的过程,这种驱动方式在军事和民用工程中获得了广泛应用。整理了国内外涉及爆炸抛撒武器的研究资料,详细分析了爆炸抛撒在化学武器、FAE、灭火弹药、金属颗粒流毁伤元中的应用,从理论分析、数值仿真和试验研究等方面对爆炸抛撒过程的研究进行了综述,系统总结了爆炸抛撒过程中云雾范围、颗粒速度、尺寸、浓度和温度效应等主要参数的研究进展,归纳了各参数规律性的表现,提出了今后应该重点解决的问题和研究方向。     

十字型鸭翼子弹药控制系统研究

为解决子弹药的杀伤效能低的问题,提出了一种十字型鸭式子弹药并对其进行控制系统的分析与设计.针对子弹药不断旋转摆动的问题,分析了子弹药控制力的产生原理,提出一种周期平均控制力的方法,建立了旋转摆动子弹药数学模型.为验证子弹药的飞行稳定性,应用Matlab软件进行了无控飞行轨迹仿真,得出子弹药水平位移为450 m,攻角变化在0.4°以内,满足稳定性要求.由于子弹药控制通道间具有较强耦合作用,设计了一种特殊的前馈补偿法来对子弹药进行解耦,设计了PID控制器对子弹药控制效果进行了仿真,结果表明解耦后控制通道间的耦合效果基本消失.      

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%。      

浅析末敏弹几个设计参数的确定

该文简要地分析了末敏弹的抛撒过程及弹道规律,重点讨论了末敏弹的下降速度、旋转速度以及与反应时间的关系,以供设计末敏弹药时参考。     

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。     

串联反跑道子弹药随进级结构参数优化

根据机场跑道毁伤特性 ,采用串联反跑道子弹药结构模型 ,建立了在一定约束条件下 ,确定随进级弹体结构参数的优化设计方法及程序 ,可以初步确定满足一定威力及约束条件的串联结构反跑道子弹药弹体结构参数 .对反跑道子弹药结构轻量小型化设计有参考意义     

战术火箭子母战斗部第一次抛撒分离多体干扰流场数值模拟

以三维Navier-Stokes方程为基础,用计算流体力学(CFD)数值模拟方法对俄9M55K型火箭弹子母战斗部的第一次抛撒分离过程--子弹筒从母弹侧向抛出进行了研究.数值模拟结果表明,当子弹筒离母弹很近时,子弹筒头部激波在母弹上的反射是母弹对子弹筒气动干扰的主要原因;当子弹筒穿越母弹头部激波时,母弹头部激波是引起子弹筒气动特性剧烈变化的主要原因;多个子弹筒相距较近时,子弹筒头部激波之间的彼此干扰也很重要.这些结论可为子母型武器的总体设计、分离参数选择提供气动依据.     

动能拦截器对子母弹头毁伤行为数值模拟

采用数值模拟方法对直接碰撞动能拦截器毁伤子母式化学有效载荷行为进行了数值模拟.结果表明,子母式化学有效载荷毁伤效果显著受碰撞位置和碰撞角影响,碰撞位置为弹头几何中心或两层子弹分界面时,子弹毁伤率明显提高.碰撞角存在最佳范围,且随碰撞位置的不同而变化.撞击子母弹前部,小角度情况下毁伤效果较好,而中部和后部,则在垂直撞击情况下毁伤效果较好.基于数值模拟结果,获得了碰撞角和碰撞部位对毁伤效果的影响规律,为中段动能反导毁伤评估、选择合理的拦截方式和动能拦截优化设计提供了依据.      

高速侵彻体碰撞化学子母弹头毁伤效应数值模拟

采用AUTODYN-3D数值模拟方法,对爆炸成形侵彻体高速碰撞下化学子母弹头有效载荷简化结构毁伤效应及力学机理进行了研究. 结果表明,对于典型的三层排布化学子弹有效载荷,子弹毁伤状态呈现为完好、变形、穿孔和碎裂4种典型模式,而且其分布显著受碰撞位置的影响,表现为复杂的多区间变化分布趋势. 进一步对化学子弹毁伤力学行为分析表明,子弹碎裂主要由高速侵彻体沿贯穿路径直接碰撞所引起,碎裂化学子弹高速流体喷射作用又导致部分化学子弹发生碎裂和穿孔,而相邻化学子弹间相互碰撞作用则是导致穿孔和变形的主要原因.     

子弹药引信涡轮发电机工作域流场特性分析

针对由于子弹特殊的几何外形引起的引信涡轮发电机工作域流场的复杂性和特殊性,本文在考虑涡轮发电机的整体布局和子弹药弹道环境的基础上,采用S-A湍流模型的雷诺平均N-S方程作为控制方程,利用有限体积法离散,借助CFD软件建立了数值仿真模型. 通过仿真研究了子弹药典型弹道环境下涡轮发电机工作域的流场特性,得出了流场压强、流速的分布及其与子弹药弹道特性之间的关系,进而获得了涡轮机设计的输入条件及叶轮安装位置的选择准则.     

母弹近区子弹的弹道特性

在母弹(布撒器)-子弹气动干扰风洞实验结果的基础上,进行了母弹近区子弹弹道计算. 结果表明,母弹干扰对子弹的弹道特性有重要影响,在母弹近区必须使用包含母弹干扰的子弹的当地气动特性数据进行子弹的弹道计算;子弹的初始下抛速度缩短了子弹飞离母弹干扰区的时间;在干扰区内,子弹的攻角很小,不会出现翻滚与母弹相碰;在母弹近区,子弹与母弹的纵向相对速度很小,后排子弹也不会运动到母弹的尾翼区.     

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.      

平头弹超音速尾流对飘带伞气动特性的影响

提出了一种用于超音速抛撒平头子弹药的飘带伞结构的新型超音速伞,研究弹体超音速尾流对伞气动特性的影响.在风洞试验结果验证的基础上,通过建立多套分块结构化网格模型,采用有限体积法和SST湍流模型对单独弹和伞弹分别进行超音速数值模拟,用数值纹影法显示弹体尾流场并进行了分析,得到了平头弹超音速尾流对飘带伞气动特性影响的变化规律.结果表明,弹体尾流对伞气动特性的影响随马赫数的增加而变大,随弹伞间距与弹径比和伞弹径比的增加而变小,随飘带宽度与弹径比的增加先基本保持不变后变大.