弹箭高原阻力系数修正方法研究

为解决气动参数不准确导致的高原弹道计算精度低的问题,提出了一种基于数值计算和试验数据参数辨识相结合的弹箭高原阻力系数修正方法。在分析研究雷诺数变化对弹箭阻力系数影响机理的基础上,以某型榴弹为研究对象,通过气动流场数值计算和不同海拔射击试验阻力系数辨识计算,对比分析了不同海拔阻力特性的变化规律,建立了对应不同雷诺数的阻力系数修正计算模型。以平原阻力系数气动辨识结果为基础,通过不同海拔雷诺数的阻力系数修正,实现了较准确的弹箭高原阻力系数的获取。某型榴弹、某型火箭弹和某型迫弹试验验证结果表明,该修正方法获取的弹箭高原阻力系数更接近实际情况,弹道计算结果与射击试验结果吻合更好,相对传统计算方法,计算精度提高了2～6倍。该方法具有一定的通用性,研究成果对高原弹道仿真、编拟准确的高原射表提供了理论指导和技术支持。     

小口径高炮射表试验方法探讨

现行小口径高炮射表试验,采用多射角射击全弹道符合的方法,试验耗弹量大,周期长,符合计算数据处理量大而繁琐。小口径高炮射弹飞行时间短,有效射距离处于弹道初始段,弹道平直。试验结果和理论均证明,不同射角的阻力系数及符合系数在有效射距离段均无显著性差异。因此,可进行一个射角的射击试验获取弹丸自身阻力系数及符合系数,这样既可减少试验消耗,缩短试验周期,又可减少数据处理量。实践证明,应用一个射角与应用多个射角的射击试验编拟的射表是一致的。     

弹道修正弹落点预报方法研究

为了根据空中飞行弹箭的一段实测弹道参数,准确预报弹道落点,并实施弹道修正,实现对目标的精确打击,在阐述弹道修正弹飞行原理的基础上,建立了扩展卡尔曼气动参数辨识弹道模型。该模型可对一段实测弹道参数进行弹道滤波,辨识出空中飞行弹丸的实际阻力和升力符合系数,并能较准确预报其后续飞行弹道。数值计算结果表明,经扩展卡尔曼弹道滤波后,能有效剔除测量弹道参数的噪声,且坐标滤波方差、阻力和升力符合系数迅速收敛;预报弹道落点的精度与飞行弹道参数的测量时间和采样时间间隔有关,考虑到实时弹道预报方法的预报弹道落点精度和解算时间等,飞行弹道参数测量时间宜取6~8s,采样时间间隔宜在60~120ms范围内选取,为弹箭实现弹道修正提供了参考。     

利用多普勒雷达测速数据编拟射表

利用雷达测速数据，可以进行弹道分析，弹道计算，推算弹丸自身阻力系数，编拟射表，而阻力系数的推导与雷达测速时纵向风速与初始射角有关，本文关键技术在于：在任意射角、有纵风存在的情况下，推算出计算阻力系数的准确公式，为弹道计算、射表编拟提供依据。因此用这种方法编拟射表既准确又方便，可以大量减少弹药消耗。     

弹头可偏转火箭弹外弹道特性研究

为了研究弹头偏转角对弹箭外弹道的影响,进行了弹头可偏转火箭弹的气动特性和弹道特性研究.首先利用流体力学软件对不同弹头偏转角的弹箭模型在不同马赫数飞行的情况进行绕流流场数值模拟,获得各弹箭模型的气动力参数,然后通过六自由度弹道模型对弹头可偏转火箭弹的外弹道进行数值计算,并进行典型试验验证.试验结果与仿真结果吻合良好,弹头偏转角可以提供有效的弹箭落点横向偏移距离,研究结果可为自适应智能弹箭的研制与工程应用提供理论与技术支持.     

基于遗传-最大似然方法高速旋转弹丸阻力系数辨识

为了进一步提高高速旋转弹丸气动参数辨识技术的精度,为射表编制、弹箭飞行控制技术等提供更加可靠的基础数据,对参数的可辨识性问题进行了理论上的定量分析,利用遗传-最大似然方法,通过弹丸空中自由飞行的速度数据对零升阻力系数进行了辨识。通过仿真实验对算法的精确性和可靠性进行了充分的验证。用该算法对实际飞行数据进行了处理,得到了较为精确的弹丸零阻系数,并应用于工程实际问题,分析了仿真实验和实际实验的数据。结果表明,该算法具有较高的数据辨识精度并能有效地解决实际工程问题。     

远程火箭增程榴弹的射表编拟方法

结合实例论述了远程火箭增程榴弹的射表编拟方法，主要就射击试验项目，气动参数和动态推力的确定方法，弹道计算采用的数学模型和符合计算方法等方面作了研究，取得了一些具有实用价值的结果。     

高海况下伞弹弹道散布建模与仿真

在海上低空投放鱼雷、水雷以及深水炸弹等水中兵器时，入水参数即鱼水雷以及深水炸弹的水下弹道初始条件，将直接影响最终的攻击效果．其中落点散布和入水姿态是入水参数中关注的重点．本文建立了高海况下随机风及投弹条件误差影响的伞弹弹道模型．通过MATLAB平台利用蒙特卡洛模拟打靶法对弹道模型进行数值仿真．仿真结果可为理论射表的编拟和投弹试验提供理论依据．     

超高速弹箭发生烧蚀后对外弹道特性的影响

超高速弹箭在飞行弹道上将会出现表面气动加热烧蚀现象，烧蚀变形将影响作用在弹上的空气动力．从而影响飞行弹道。这种烧蚀变形、气动力、外弹道之间的相互影响、相互变化是伴随在飞行弹道上同时存在、相互依附的。文中通过对耦合计算气动力、外弹道和气动烧蚀．研究了超高速弹箭在飞行弹道上的气动烧蚀对外弹道的影响，以某典型的超高速穿甲弹为例．得到了该类穿甲弹可接受的烧蚀界限。为今后超高速弹箭的防烧蚀技术研究打下了基础。     

基于卡尔曼滤波的弹箭飞行状态估计方法

为了快速、准确地获取弹箭飞行状态参数,讨论了采用不同卡尔曼滤波的弹道估计过程.采用质点弹道模型,考虑了动力平衡角的影响,以随机横风为过程噪声,建立了弹箭飞行状态方程;基于实测的弹箭位置、速度参数,建立了量测方程;分别采用扩展卡尔曼滤波(EKF)和线性化卡尔曼滤波(LKF)对测量数据进行最优估计,提出一个弹道滤波混杂算法.以某低旋尾冀弹为例,在坐标雷达探测体制下进行了仿真计算.结果表明,混杂算法减少了系统的在线计算量,提高了弹箭飞行状态的估计精度.     

基于命中效能函数建立通用射表判据的探讨

弹道一致性检验判据在实际应用中受弹丸散布以及试验用弹量影响较大,甚至出现与实际检验思想相悖的情况.通过构造命中效能函数,考虑弹丸综合威力和综合命中度,建立了基于命中效能函数的通用射表检验判据,并阐述了相关参数的物理意义和计算方法.多组试验数据检验结果证明了其有效性和实用性,对今后通用射表的检验有一定的指导意义.     

高速旋转炮弹宽海拔弹道解算方法

为彻底改进传统以实弹射击试验为主研制射表的方法,创建了适应宽海拔高速旋转弹弹道解算新方法。建立弹丸非线性姿态运动数学模型,用于计算起始扰动对平均弹道影响;建立弹丸阻力系数随海拔高度变化模型、弹道符合系数与射角关系模型,用于计算高原空气阻力随海拔非线性变化对高原弹道的影响;提出高原和平原射表交接阶梯抑制方法,减小平原射表和高原射表在衔接高度段的原理误差。研究结果表明,新型弹道解算方法和用该方法设计的高原射表经某自行高炮试验证明,具有较高的精度,适用于在0~4 500 m宽海拔范围作战使用。     

二维弹道修正弹修正机构气动特性研究

二维弹道修正弹气动力特性的研究是求解二维弹道修正弹弹道、分析二维弹道修正弹飞行稳定的基础,是实现精准控制、减小散布必要的理论支撑。该文对二维弹道修正弹的力学特性进行了分析,采用弹翼组合体气动特性工程计算方法,建立二维弹道修正弹气动计算模型,对二维弹道修正弹的升力和阻力进行计算。计算结果与CFD仿真结果对比,误差均小于10%,模型具有较好的可靠性。采用遗传算法,结合二维弹道修正弹气动计算模型,分析了舵偏角和滚转角对二维弹道修正弹升阻比的影响。结果表明,舵偏角越小,全弹的最优升阻比越大,最佳攻角越大,气动能力越好。当攻角大于10°且滚转角为180°时,全弹具有更好的气动能力。     

变体制导炮弹气动特性分析及弹道仿真

为使制导炮弹在不同飞行状态均保持较优的气动外形,提高飞行效率,增加射程,设计了一种变体制导炮弹,并开展气动参数计算、气动特性分析和弹道仿真等研究。首先根据设计指标确定变体制导炮弹的气动布局,通过迭代优化确定弹翼、鸭舵、尾翼的具体参数,并描述其控制方式和弹道特点; 随后利用工程化算法计算变体制导炮弹的气动数据,分析升力系数、阻力系数和静稳定度等参数与弹翼外形变化之间的关系; 最后根据气动特性分析的结果为所设计的变体制导炮弹制定变体方案,采用hp-自适应伪谱法,分别对变体制导炮弹和固定外形制导炮弹以射程最大为目标进行弹道优化。结果表明:所设计的变体制导炮弹满足设计指标,具有良好的气动特性和操纵性,弹道计算结果表明通过引入变体飞行技术可以使射程提升10%～22.5%,研究结果可以为今后变体制导炮弹的研究提供参考。     

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。     

花瓣型一维阻力修正机构设计及外弹道仿真

为了提高小口径榴弹的射击精确度和射击密集度,设计了一种花瓣形一维阻力修正执行机构,以35 mm口径榴弹为弹丸平台设计一维弹道修正弹;利用流体力学软件ANSYS Fluent进行弹丸飞行流场数值仿真,获得了不同马赫数情况下各弹丸模型的气动参数;通过质点弹道模型对弹丸外弹道进行仿真计算;结果表明：阻力执行机构展开过程耗时0．006 s,可以提供平均阻力系数比为3．01;弹道仿真得出：在给定的条件下,修正弹可以提供最大140 m射程修正量。     

基于计算流体力学与刚体动力学耦合的高速旋转弹丸弹道计算方法

为了模拟高速旋转弹丸真实飞行弹道,基于弹轴运动附加于控制体表面、自转运动附加于壁面边界的思想,采用三维有限体积法,改进型简单低耗散迎风矢通量分裂格式、双时间步和Spalart-Allmaras湍流模型等计算流体力学（CFD）方法,建立具有任意拉格朗日-欧拉形式的流动模型。结合高速旋转弹丸刚体运力学（RBD）弹道方程组,推导出弹丸运动和控制体表面运动耦合的数学模型,提出一种CFD与RBD弹道耦合计算方法,实现了4阶龙格-库塔法中流动方程和弹道方程联立计算。研究结果表明：气动耦合方法和时间步长对弹道耦合计算结果影响较大;所提紧耦合方法在时间步长0.5 ms下M549旋成体弹丸仿真弹道结果与采用气动模型法计算结果基本吻合;旋转稳定二维弹道修正弹仿真弹道具有抬头力矩使弹丸低头的特性,该特性与文献［29］的研究结果一致。     

非标准条件弹道诸元解算精度检验方法

为满足火炮弹道诸元解算精度检验的需求,设计一种基于正交试验设计的非标准射击条件弹道诸元解算精度检验方法.分析国内外研究现状,采用正交试验设计确定多因数、多水平的模拟射击条件,在符合射表和单项修正量精度检验方法的基础上开展非标准射击条件精度检验方法研究,并在某新型项目中进行检验验证.结果表明,该方法能实现对弹道诸元解算软件进行自动测试、检验,并统计、分析弹道诸元解算软件的整体精度情况.     

带扰流片旋转稳定弹动态稳定性

为发展一种新型弹道修正弹,以带扰流片旋转稳定弹为研究对象对其进行动态稳定性分析。推导带扰流片旋转稳定弹的动力学模型并简化得到其非齐次角运动方程,求得攻角在阶跃激励下的瞬态响应和稳态响应解析解。根据非线性角运动方程分析旋转弹结构参数、飞行参数和气动参数对系统分岔特性及稳定性的影响,通过数值计算分析带扰流片旋转稳定弹的修正能力。结果表明：求得的攻角解析解具有较高的精度;气动参数对动力学系统平衡点的稳定域影响较大;扰流片的控制效率很高。研究结果为带扰流片旋转稳定弹的结构参数设计提供了参考。