异型侵彻体垂直侵彻半无限靶板试验研究

针对速度为1.4～1.9 km/s,长径比为20,在相同的质量和横截面积条件下,3种截面形状(三角形,四边形及圆形截面)的长杆体,时其垂直侵彻半无限靶板特性进行了试验研究.研究表明:在此速度范围区间,3种截面形状杆体的侵彻深度随速度变化趋势相同,但当着靶速度高于1.7 km/s时,三角形截面杆的侵彻性能最好,四边形次之,圆形截面杆最差.     

长杆弹截面形状对垂直侵彻深度的影响

结合现有实验数据,针对圆形、矩形和三角形3种截面形状的5种93W长杆弹对半无限4340钢靶在入射速度为1500～1800m/s时的侵彻进行数值研究。结果表明:数值计算结果与实验吻合较好;对于同种入射速度、相同弹体长度、同种弹体和靶板材料而言,等截面面积的三角形截面的长杆弹侵彻深度明显高于矩形和圆形截面的侵彻深度,而圆形与矩形之间并没有明显区别;三角形截面长杆弹侵彻过程中的自锐化现象是其侵彻深度明显大于其它两种弹体的主要原因。     

异型侵彻体垂直侵彻半无限靶板的分析模型

针对长径比为20，截面形状分别为三角形和四边形的两种异型杆，在1600～1800 m/s速度范围内，开展了其垂直侵彻半无限靶板的试验研究和模型分析，在模型中考虑了弹杆横截面对异型杆侵彻均质靶板的影响。理论与试验结果的对比表明，该理论模型可以较好地分析异型杆垂直侵彻半无限靶板的侵彻特性。     

三角形截面易碎穿甲弹靶后破碎特征

为研究三角形截面易碎穿甲弹的靶后破碎特征,以相同横截面积大小和杆长的圆形截面易碎穿甲弹为参照对象,对两种不同截面弹丸进行着靶速度为800~1 200 m/s和着靶角度为0~45°的靶后破碎特征试验,并采用AUTODYN分析软件对相同工况进行数值模拟。结果表明:三角形截面相较于圆形截面,弹丸的破片增量由800 m/s时的15.9%提高到1 000 m/s时的30.9%;随着靶角度的增大,三角形截面相较于圆形截面,弹丸的破片增量由0°着角时的29.0%减小到45°着角时的23.6%。试验与仿真结果吻合较好。     

异型弹芯飞行稳定性判据

传统大长细比圆截面杆式弹在超高速发射时的膛内强度和飞行挠度问题始终是困扰人们的技术难题.异型截面弹芯以其具有很好的超高速发射强度和较强的终点毁伤性能等优点,而日益受到人们关注,文中根据异型弹芯的特点,建立其空中刚性运动数学方程,并详细推导了其攻角方程,得出飞行稳定性判据,同时分析其与一般炮弹稳定判据的异同,为异型弹芯杆式弹的设计及其特性分析提供了理论依据.     

中心起爆式变截面杆战斗部设计技术研究

提高杆式战斗部杀伤力的主要研究内容是提高杆的着靶速度和控制杆的飞行姿态。提出一种新的杆式战斗部——变截面杆战斗部,通过改变杆的形状控制杆的飞行姿态进而提高杆式战斗部的杀伤力。论述变截面杆战斗部设计的基本思路,并采用非线性动力学分析软件ANSYS/LS-DYNA数值模拟变截面杆战斗部爆轰驱动杆条扩张运动过程,得到了杆的抛撒速度及飞行姿态变化规律。考虑爆炸作用结束后空气阻力对变截面杆飞行姿态的影响,运用计算流体力学（CFD）和基于有限元技术的计算结构力学（CSM）相耦合的方法仿真模拟杆的气动变形,分析结果表明变截面杆气动弹性变形很小,对其飞行姿态影响有限。基于理论研究工作开展了爆轰驱动变截面杆静态抛撒试验,试验达到了预期效果。研究结果表明了变截面杆战斗部结构设计的合理性,为离散杆战斗部的进一步工程设计提供了可靠的理论依据。     

美国远程反舰导弹完成首次空中制导试射

8月27日,美国国防预先研究计划局（DARPA）和美国海军研究局（ONR）合作的“远程反舰导弹”（LRASM）项目完成首次自由飞行转换试验（ FFTT ）。本次试验由DARPA设计,以验证LRASM样弹的飞行特性,并评估弹上分系统和弹载传感器的性能。     

双层间隔靶抗杆式弹性能的数值模拟

文中结合长杆弹侵彻双层间隔靶的实验,采用三维非线性动力学有限元程序LS-DYNA3D模拟了面、背板不同布置时长杆弹侵彻双层间隙靶的侵彻过程,研究了双层间隔靶面、背板的不同布置对其抗弹性能的影响,计算结果与实验结果吻合较好,得出弹杆的剩余动能的变化曲线,通过分析,结果表明,倾斜的放置面板或背板可以提高双层间隙装甲的抗弹性能,且面板同样放置时,随着背板倾斜角度的增大抗弹性能提高,研究结果对优化装甲的设计可提供参考.     

三角排布圆形阵列天线降维STAP研究

本文对弹载三角排布圆形阵列天线STAP处理器的降维处理方法进行了研究。针对现有子阵划分的不足,提出了一种应用于弹载三角排布圆形阵列的子阵划分方法,该方法采取矩形框行列步进固定长度遍历圆阵来实现子阵旋转布阵。仿真分析对比了这种子阵划分方法与其他子阵划分方法在不同旋转角度下的杂波抑制性能。结果表明:本文子阵划分方案杂波抑制性能接近最优,不会产生角度模糊,并且在不同旋转角度下性能保持稳定,可用于现实旋转弹载圆形阵的STAP。     

第二次LAM助推试验弹的飞行试验获得成功

最近,洛·马公司在美国空军埃格林空军基地成功进行了空中待机攻击导弹(LAM)助推试验弹的飞行试验.这次试验也是这种新型方形弹体导弹的第二次飞行试验,所有的试验项目均顺利完成.这次飞行试验演示了新型弹体的空气动力特性,包括可伸缩的弹翼和控制作动系统.今年还将进行两次试验,一次是与此次试验类似的控制试验弹试验,但还包括对涡喷发动机的演示;另一次是装有涡喷发动机和激光雷达导引头的制导试验弹试验,将针对真实的目标,但战斗部将用摄像机代替以便对目标进行拍摄.LAM导弹是非视线发射系统的组成部分之一.第二次LAM助推试验弹的飞…     

Investigates on Aerodynamic Characteristics of Projectile with Triangular Cross Section

The aerodynamic characteristics of projectiles with triangular and circular cross sections are investigated respectively by use of free-flight experiment. Processed the experiment data, curves of flight velocity variation and nutation of both projectiles are obtained, based on the curves, their aerodynamic force and moment coefficients are found out by data fitting, and their aerodynamic performances are compared and analyzed. Results show that the projectile with triangular cross section has smaller resistance, higher lift-drag ratio, better static stability, higher stability capability and more excellent maneuverability than those of the projectile with circular cross section, therefore it can be used in the guided projectiles; under lower rotation speed, the triangular section projectile has greater Magnus moment leading to bigger projectile distribution.     

弹箭惯性主轴测试方法研究

为了准确测定弹箭的惯性主轴位置以保证弹箭的飞行稳定性和命中率,采用惯性主轴的双立面四点法,分析了测试过程中各截面质心的位置,根据力矩平衡得到弹箭惯性主轴的实际位置.设计了弹箭惯性主轴测试系统,通过标准圆柱体的组合方式以惯性主轴的理论计算值对系统进行标定,对测试得到的数据进行了误差分析.结果表明,该系统完全能满足弹箭惯性主轴的测试要求,在弹箭惯性主轴的测试方面,该方法是可行的.     

3 种翼型火箭弹气动特性数值研究

针对尾翼结构对大长径比火箭弹外流场的影响,建立3 种翼型火箭弹的3 维简化模型。在保证3 种尾翼 都能折叠到弹径尺寸的前提下,对3 种翼型火箭弹进行数值模拟,分析对比不同尾翼结构尾翼火箭弹的气动特性差 异,并验证了文中所采用数值计算方法的可行性。结果表明：增加卷弧翼数量会使弹箭的阻力系数增加,并使俯仰 力矩系数增大,弹箭的稳定性提高;相同尾翼数量的卷弧翼比平板尾翼的升力系数高,飞行过程中卷弧翼能产生更 大的升力;平板尾翼的侧向力矩系数绝对值比卷弧翼低。     

固定鸭舵修正弹非线性与非定常气动数值模拟

为准确获得某固定鸭舵修正弹的气动特性,利用CFD数值计算方法对该弹的流场进行数值模拟,采用密度基隐格式与滑移网格技术,计算弹丸在静态、转动和慢圆运动下各项力和力矩的气动系数。仿真结果表明:该弹的升力系数与俯仰力矩系数的非线性气动特性与一般旋转稳定弹不同,俯仰力矩系数非线性项在亚声速区域为正值,超声速区域为负值; 该弹修正组件所受导转力矩系数在跨声速段随攻角的变化较为剧烈,在非跨声速段的变化较为平缓; 全弹的升力和俯仰力矩与修正组件滚转角、全弹进动角和进动速率都有关。     

非零攻角和侧滑角条件下弹托不同步飞离的数值模拟

对弹药在不同条件下的发射过程进行研究是研制弹药的重要一环,它有助于弹药适应现代战场复杂多变的发射环境。为了提高尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS)的射击精度和飞行稳定性,通过非结构化动网格技术和用户自定义函数耦合计算流体力学和六自由度外弹道程序,对非零攻角和侧滑角条件下APFSDS弹托相对弹体动态分离过程进行了数值模拟,获得了非零攻角和侧滑角条件下弹托分离流场、六自由度运动参数以及弹体气动参数的变化情况。结果表明：在非对称来流的影响下,弹托分离流场呈现非对称性,引起弹托受力不均匀,从而导致弹托非对称、不同步地飞离弹体,加大弹体受到的扰动,最终降低弹丸的射击精度和飞行稳定性。     

鸭舵机构对旋转弹丸气动特性作用研究

针对普通高速旋转弹丸低命中率问题,建立了有舵弹丸与无舵弹丸数值仿真模型.仿真研究了有舵弹丸相对无舵弹丸关于阻力、升力、滚转力矩及其系数以及射程和横偏的影响,结果表明:在保证弹丸飞行稳定的基础上,有舵弹丸在减旋情况下相对于无舵弹丸射程、射高、横偏减小;适当控制鸭舵姿态可以修回安装鸭舵机构带来的射程损失,同时对发生偏离弹丸进行有效修偏.     

迫弹横向脉冲控制飞行稳定性

为了研究迫弹利用脉冲发动机进行弹道修正而引起的飞行稳定性问题,分析了横向脉冲控制力及控制力矩,建立了有控弹道模型,在一定的假设条件下推导出脉冲作用段迫弹的攻角方程,讨论了脉冲作用段迫弹的飞行稳定性,给出了脉冲冲量大小及距质心作用距离的约束条件.研究表明,正常情况下,横向脉冲控制对迫弹的动稳定条件、追随稳定条件及共振不稳定条件没有影响,但需控制脉冲冲量大小和距质心作用距离,使得扰动引起的攻角增量幅值不超过允许的极限值,保证迫弹在脉冲作用后仍能稳定飞行.     

微气泡致动器技术在弹丸飞行中的应用

为研究不同的气泡高度对弹丸的影响,建立带有不同高度微气泡致动器弹丸的模型,对不同弹丸进行气 动仿真,分析带有不同高度的微气泡致动器对弹丸阻力系数所产生的影响,并计算出全弹道的飞行过程。仿真结果 表明：加装不同高度的微气泡对弹丸的飞行稳定性影响很小;相同马赫数、相同攻角情况下带有气泡致动器的弹丸 阻力系数小于普通弹丸,升力系数大于普通弹丸,能够有效地增大射程和减小横向偏移。     

尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的三维数值模拟

尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS)的脱壳过程对其飞行稳定性与效能具有非常重要的作用。为了描述脱壳过程中卡瓣与弹体之间的气动干扰以及卡瓣相对弹体分离的六自由度（6DOF）运动轨迹,基于流体力学控制方程与外弹道6DOF运动方程,利用动网格技术,对尾翼稳定脱壳穿甲弹弹托在气动力和重力作用下相对弹体分离的三维流场进行了数值模拟,得到了不同分离阶段的流场特性与各卡瓣、弹体气动系数随时间的变化曲线,揭示了弹托分离过程中,卡瓣与弹体之间的激波与气流在不同分离阶段的相互作用过程。耦合6DOF方程计算了各卡瓣的运动轨迹与相应的气动参数,计算结果与文献［15］实验结果相符,表明数值模拟空气动力学与飞行力学相互耦合的控制方程是一种研究尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的新方法。     

装药参数对整体式多爆炸成型弹丸成型的影响

为提高整体式多爆炸成型弹丸毁伤能力,采用LS-DYNA数值仿真软件模拟了装药参数对整体式多爆炸成型弹丸(MEFP)成型的影响。结果表明,装药间距主要对周边弹丸成型形态与发散角产生影响;随着装药间距的增加,整体式MEFP速度和中心弹丸长径比变化较小,周边弹丸则由长杆形逐渐向"球形"发展,周边弹丸拖尾逐渐减小,弹丸飞行稳定性增强,弹丸发散角也随着装药间距的增加逐渐减小。随着装药长径比的增加,中心弹丸速度和长径比都得到大幅提高,中心弹丸侵彻能力增强;周边弹丸外形则由"球形"逐渐向长杆形发展,周边弹丸拖尾逐渐增大,弹丸飞行稳定性减弱,弹丸发散角则随着装药长径比的增加呈现先增大后减小趋势,故可根据具体目标选择合适的长径比装药,以提高对目标的打击毁伤概率。