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子母弹内燃式气囊抛撒模型及计算机仿真 总被引:11,自引:2,他引:9
子母弹内燃式气囊子弹抛撒系统是一种具有广泛应用前景的抛撒技术,它包括了抛撒药燃烧,燃气囊充气和各子弹运动的变化过程,本文描述了子母弹内燃式气囊子弹的抛撒过程,建立了弹抛撒过程的数学模型,并给出了地面仿真试验和计算机仿真结果。 相似文献
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带导向管的子母弹活塞式抛撒弹道建模及数值仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
在子母弹活塞式抛撒背景下,提出了带导向管的抛撒机构,分析单燃烧室和双燃烧室结构工作原理,对子母弹系统抛撒散布过程的计算方法进行探讨,建立抛撒过程内弹道方程组及子弹散布模型,并在此基础上进行了数值仿真。系统总结了子母弹活塞式抛撒特点及性质;将带有导向管的活塞式抛撒技术和母弹旋转融合在一起,增强了子弹空中散布效能;子弹弹道模型及仿真给出了子弹空中运动规律及散布规律。为抛撒过程的研究、抛撒机构的工程化设计和结构优化、空中抛撒散布效果分析提供理论参考。 相似文献
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为研究子弹药不同抛撒初始条件对子弹药抛撒散布特性的影响规律,以某种集束弹药为研究对象,考虑
随机因素对子弹药抛撒散布的影响,建立子弹药抛撒运动学模型。通过仿真分析得到子弹药抛撒运动规律和落点散
布规律,选取母弹抛撒高度、母弹存速、母弹转速和母弹俯仰角4 种子弹药抛撒关键因素,运用数值仿真的方法分
析单一因素不同初始条件对子弹药落点散布的影响,并总结4 种关键因素的影响规律。 相似文献
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燃料抛撒的初始速率与结构动态响应数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究扇形结构燃料抛撒特性,利用LS-DYNA程序,对中心抛撒药驱动燃料抛撒和壳体破坏过程进行了数值模拟,并与试验结果进行了对比。得到了燃料抛撒速率随时间变化的规律,以及抛撒药类型及其位置、刻槽间距与深度对燃料最大速率和结构响应的影响。结果表明:燃料最大速率值出现在180°方向;而0°方向最早出现最大速率。与RDX相比,高爆速、高爆压的中心抛撒药HMX导致壳体破坏程度的加剧和燃料的最大抛撒速率平均下降18%。对于抛撒药的中心位置,过于偏离横截面形心的设置方式将引起燃料抛撒速率的降低和壳体的横向断裂。当刻槽间距为40 mm、刻槽深度为2 mm时,模拟结果显示壳体应力集中现象较少,且燃料在180°方向的最大抛撒速率为283 m·s-1。 相似文献
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子母弹中心燃气式抛撒定容阶段试验及仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究子母弹中心燃气式抛撒过程中推弹装置在由定容向变容阶段转换瞬间的受力状态对子弹最终抛速和姿态的影响,设计了中心燃气式抛撒定容阶段试验装置; 建立了燃气发生器内的零维火药燃烧模型和推弹装置内定容流场的二维两相流模型。数值仿真结果与试验结果的对比分析验证了模型的可行性; 分析了不同的燃气发生器小孔分布和几种扰流装置对推弹装置受力状态的影响,结果表明:改变小孔分布使边界所受合力矩呈振幅衰减的周期性振荡,造成子弹抛撒姿态的不确定性; 不同类型、不同大小和位置的扰流机构对抛撒性能有重要影响。 相似文献
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借助现代仿真软件的强大功能,对引信的设计参数进行了仿真、分析和验证,以作为实际设计的参考,具体以自差体制锯齿波调频定距引信为例,详细分析了该引信的工作原理.借助系统仿真软件System View的强大功能,对该体制引信的原理进行了建模和仿真.通过在三个距离上与实际测试结果的比较,证明了仿真完全可以实现为早期的系统设计提供参考,进而缩短研制时间,节省大量的人力和物力. 相似文献
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由于雷达仿真系统设计时常存在参数设计未知和替代模型合理性验证的问题,为解决此类仿真过程存在问题,以恒虚警率(constant false alarm rate,CFAR)建模为例,提出一种全数字雷达仿真系统中恒虚警率建模解决方法.将雷达模型中未知参数的推演及估算和复杂模型的替代模型结合,进行参数分析及设计思路.通过模型边设计边验证的过程,分析并确认设计模型是否能够达到已知的关键性能指标要求,进而反向调整并确定设计的合理性.应用结果证明:这种将模型建立和模型验证同步进行的设计方法,应用于某型号反潜直升机飞行模拟器的全数字多普勒搜索雷达的仿真实现.经验证,该设计方法能具较强实用性及合理性. 相似文献
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针对仿真推演引擎设计的现实需求,提出一种基于任务状态图的仿真推演引擎设计方法。设计仿真推演引擎的结构,构建对任务和规则的形式化描述。结果表明:该方法能增强模型的重用性,为方案的推演提供技术支撑。 相似文献
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对自动武器仿真设计的关键技术进行了分析,以自动动力学分析软件ADAMS为平台,开发了用于自动武器仿真设计的专用模块ADAMS/GUN。针对自动武器的工作特点,介绍了模块开发思想,详细叙述了内外弹道的计算、模型库的开发和载荷库的开发几方面的解决方法及界面实现。该模块的开发可以减少武器仿真设计时的工作量.提高工作效率。 相似文献