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。     

超高声速穿甲弹气动烧蚀的研究

引用超高声速飞行弹丸的6D外弹道模型，结合弹头部和弹翼前缘的烧蚀计算模型，通过耦合计算外弹道模型和烧蚀模型，得出只要弹丸在起始一段时间内能够经受一定的气动加热，那么，在剩余的飞行时间里，它将不再发生烧蚀，这对以后进行超高声速弹箭的设计有一定的参考价值。     

带微型扰流片的尾翼弹飞行弹道仿真

为了研究微型扰流片的控制机理及控制效果,以某带微型扰流片的尾翼弹为研究对象,从动力学角度分析微型扰流片动作对尾翼弹飞行弹道的影响,建立了该类弹箭的六自由度飞行动力学模型并进行了飞行弹道数值仿真;不同速度条件下扰流片对弹箭侧偏和射程的修正结果表明：在弹箭飞行过程中某一个时刻启动微型扰流片后,弹箭的飞行姿态可以发生较大的变化,从而改变其飞行轨迹,达到弹道修正的目的。     

尾翼稳定火箭弹高空气动力与弹道特性研究

针对新型弹箭的射程增大和飞行空域的大幅度提高,文中研究了尾翼稳定弹箭的主要气动力特性随海拔高度增大的变化规律以及对飞行弹道特性的影响。结果表明,随海拔高度增大阻力系数增大及压心系数减小对弹道特性的影响应该引起重视,在飞行弹道高度大于30km的远程弹箭飞行动力设计和弹道仿真计算中应该考虑空气动力系数随高度的变化。     

基于流-固-热耦合的超声速弹箭尾翼强度分析

为评估超声速飞行时弹箭尾翼的安全性,结合弹道曲线,计算了某型火箭弹在不同马赫数下飞行时的稳态外流场,并研究了2 s内的瞬态传热。根据传热计算的结果调整了材料的力学性能参数,进而计算了在不同飞行马赫数下,弹箭尾翼受空气动力作用产生的总变形和等效应力。结果表明:弹箭以高马赫数飞行时,前缘翼尖温度最高,且高温由该位置向内部迅速传递,马赫数越大,升温越剧烈,导致翼片前缘出现烧蚀,因此高速飞行的弹箭应对尾翼等结构进行热防护处理。高温会使材料性能下降,在气动热和气动压力共同作用下,翼片会产生较大变形,且应力可能超过许用应力。最大变形量出现在前缘翼尖,最大应力出现在翼根靠近前缘处,且都随飞行马赫数增加而增大。     

基于OpenGL的弹箭动态飞行仿真方法

在对弹道计算方法研究的基础上,使用VC＋＋6．0和OpenGL对弹箭飞行轨迹进行动态仿真,开发了弹箭动态飞行仿真系统．该系统通过可视化的形式对弹箭飞行全过程进行动态、实时动匦仿真,使设计人员对各弹道诸元的分析更加便捷。     

对建立我国炮兵高空标准气象条件的分析和建议

针对我国炮兵用标准气象条件缺少30 km高度以上气象参数分布的情况,根据超远程、高空飞行弹箭的弹道设计、弹道标准化及射表编制对高空标准气象条件的要求,给出了适合高空远程弹箭飞行的动力学模型.在对高空气象探测火箭实测气象数据分析的基础上,分析了气温、气压、空气密度随高度的变化规律,提出了56 km以下、可初步供国内开展高空飞行弹箭研究使用的高空标准气象条件.以150 km射程远程火箭为例,分析了不同高空气象条件对飞行弹道的影响,为远程高空弹箭研究提供了参考.     

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.     

基于弹道精确测量的射表编拟方法研究

射表试验弹药消耗大、试验周期长是长期存在的问题。针对此问题,根据刚体弹道理论,建立了弹箭六自由度弹道微分方程。开展了飞行诸元关于各气动参数的灵敏度分析,通过仿真计算,对弹箭气动参数准确辨识方法和全弹道符合计算方法进行了研究,初步形成了基于弹道精确测量的射表编拟新方法。仿真结果表明,新方法能够较准确辨识出弹箭气动参数,计算弹道与实际弹道一致性更好,更能反映弹箭的真实飞行状态。研究成果为改变射表试验消耗大、周期长的问题,进一步提高射表精度和射表编拟技术奠定了理论基础。     

修正弹道的飞行稳定性研究

弹道修正弹是减小弹道散布的一个新弹种,文中讨论了在不同修正力作用下,对弹丸绕心动力攻角方程中诸非齐次项对应特解的影响情况,推导了这些影响的关系式,分析了影响程度与可能出现的状况,对今后深入开展有关该弹种的研究工作,有一定参考意义。     

尾翼稳定弹丸的外弹道相似性分析

以尾翼稳定弹丸为对象，研究了不同口径尾翼弹外弹道相似的可能性，得到了两弹在飞行时间、飞行速度、飞行坐标及飞行稳定性规律等方面的相似关系和相似条件，讨论了实际应用中可能存在的一些问题，这对今后外弹道测试技术中所遇到的一些具体问题，有一定参考和指导意义。     

高原环境对高炮外弹道特性的影响

对平原和高原环境下弹丸飞行稳定性的差异进行了分析,提出了高原条件下弹丸陀螺稳定性和动态稳定性的判别式,得到稳定性随空气密度的减小而增强.根据高原一年四季中气压、气温、湿度和风的变化规律,通过弹道计算分析了高原弹道与平原弹道的差异,得出高原气温和气压对弹道的影响较大,研究了高原和平原弹丸阻力系数的差异及其对高炮弹道的影响程度,提出了提高高原射表精度的必要性.     

滑翔增程弹方案弹道特性的研究

阐述了滑翔增程弹的飞行原理，建立了滑翔增程弹的方案弹道模型，通过数值计算得到了滑翔增程弹方案弹道的形状特征、弹丸飞行速度沿全弹道的变化规律和最大射程角的特点，对今后进行滑翔增程弹的设计有重要促进作用。     

An Approximate Calculation Method for Lateral Trajectory Correction

The two-dimensional trajectory correction needs to adjust not only the force in velocity direction,but also the lateral force or lateral trajectory (normal to the perpendicular plane of fire direction) . Therefore,its structure of control cabin is more complicated than that of one-dimensional trajectory correction projectiles (ODTCP). In order to simplify the structure and reduce the cost,a scheme of adding a damping disc to the control cabin of ODTCP has been developed recently. The damping disc will unfold at the right moment during its flight to change the ballistic drift of rotary projectiles. Aimed at this technical scheme,a mathematical model of two-dimensional trajectory corrections was discussed according to the theory of exterior ballistics. An approximate formula for predicting the ballistic drift and trajectory correction was deduced. The capability of lateral trajectory correction and the flight stability of TDTCP were also analyzed. All the work is valuable for further research.     

弹道修正中的控制算法

对于一维弹道修正弹研究来说,如何根据对炮弹一段飞行弹道上实时测量的弹道参数,迅速、准确地解算出修正指令来起控弹上控制机构在后续弹道上某位置适时作用以进行弹道修正,是一个重要问题.针对一维弹道修正弹特性和飞行原理,根据外弹道理论和弹道模拟方法,对依据一段弹道实时测出的弹道参数如何快速计算全弹道射程的不同计算方法进行了介绍...     

高炮射击指挥仪火控弹道数学模型的探讨

结合高炮弹道的特点，给出了适合高于炮射击指挥仪的火控弹道数学模型，指出了指挥仪弹道计算的全过程。     

二阶滑模控制算法在滑翔增程弹中的应用研究

滑翔增程是目前采用的较为有效的一种弹箭增程技术,对滑翔增程弹进行控制,就要使弹丸在飞行过程中,能够尽可能地跟踪方案弹道。利用无陀螺捷联惯性测量装置,实时解算弹丸滑翔飞行过程中的实际飞行姿态和弹道参数,与方案弹道中的理想飞行参数进行比较,其偏差信号构成控制指令。将增程弹的弹道分为升弧段和降弧段:升弧段为无控飞行;降弧段采用二阶滑模控制算法设计控制器。通过鸭式舵控制弹丸飞行实现增程,获得了较高的指令跟踪性能,对滑翔增程弹的设计具有一定的参考价值。     

横向弹道修正的一种快速计算方法

针对阻力环叠加减旋翼片的二维弹道修正技术方案,基于外弹道理论,建立其二维修正的飞行弹道模型,推导了横向弹道修正过程对应的近似偏流公式和修正量计算方法。进行横向弹道修正能力及飞行稳定性分析,并通过炮射试验验证该计算方法的准确性和有效性,计算结果与6自由 度弹道模型计算结果及炮射试验结果基本一致,最大误差不超过40 m. 研究结果对二维弹道修正技术的工程应用具有参考价值。