旋转稳定弹弹道修正引信减旋装置研究

对旋转稳定弹弹道修正引信的减旋技术进行了探索性研究,提出并建立了七自由度外弹道模型,通过计算和分析表明：采用减旋翼减旋,通过轴承连接引信和弹丸的减旋装置不仅可以使弹道修正引信减旋,而且可以使弹道修正引信在弹道飞行过程中逐步达到较低的平衡转速,为二维弹道修正引信正常工作创造了良好的条件,并且验证了带减旋装置的弹道修正弹满足飞行稳定性要求。     

CZ-2E火箭高空风弹道修正

高空风引起的气流攻角对火箭飞行中的气动载荷和飞行环境有较大的影响，这种影响有时可造成火箭飞行失败。为尽可能地改善火箭的飞行条件，在弹道考虑上，可采用降低飞行中气流攻角的弹道设计方案－以高空弹弹道修正法来降低飞行中的气流攻角，主要介绍高空风弹道修正的原理和方法方法以及相关的计算模型。     

基于减旋控制的侧向弹道修正技术

为了对旋转稳定炮弹的侧向弹道进行修正,实现低成本的二维弹道修正,阐述了旋转稳定炮弹通过减旋控制减小方向偏差的修正原理;根据旋转稳定炮弹的飞行稳定性条件,推导出方向修正时修正弹的最低转速要求;建立了组合式二维弹道修正弹的飞行弹道数学模型,对修正弹的转速、方向动力平衡角、飞行稳定性和最大方向修正能力等进行了数值计算.结果表明,采用减旋控制方式可以调节弹道方向偏差,方向修正控制后修正弹的转速应高于其最低转速要求.研究结果对简易二维弹道修正技术研究有较好的参考作用.     

鸭式防空修正弹气动外形-修正弹道优化设计

为使鸭式布局防空炮弹在较短飞行时间内获得较大的弹道修正量并保持飞行稳定,分析了炮弹气动外形参数在飞行弹道上对气动特性及有控弹道特性的影响.以某鸭式布局防空修正弹为例,依据炮弹飞行阻力小、弹道修正能力强以及飞行稳定性良好的设计要求.建立了该类炮弹的气动外形一修正弹道综合优化设计模型,通过气动力工程计算、有控弹道数值计算和复合形寻优,对优化数学模型进行了求解,算例结果表明,该优化设计模型所用机时较短,优化结果能够满足预定的目标要求.     

非标准条件对一维弹道修正弹弹道稳定性影响的研究

分析了阻力片打开前后弹丸弹道稳定性的变化规律,分析了弹道风、初始角速度扰动对一维弹道修正弹弹道稳定性的影响。以某型100 mm一维弹道修正弹为研究对象,建立了6自由度刚体弹道模型。仿真结果表明：弹道风、初始角速度扰动对一维弹道修正弹弹道稳定性的影响较小,在一般气象条件及初始扰动下,阻力片打开后弹丸可稳定飞行;阻力片打开会使弹丸攻角增大并伴随一定幅值的振荡,陀螺稳定性增强,动态稳定性先减弱后增强,追随稳定性减弱,落点侧偏有一定增加。     

弹道模型在旋转弹丸稳定性仿真中的应用

为研究不同弹道模型在旋转弹丸稳定性仿真中的应用,利用动力平衡角的直接求法建立了修正质点弹道模型,并在考虑地球表面曲率变化影响的基础上,建立了6自由度的刚体弹道模型。利用得到的模型对某口径榴弹空中飞行的稳定性进行仿真。对比分析不同弹道模型,结果表明,弹道模型愈精确,弹丸飞行时间的仿真值愈大,仿真射程愈小,其结果愈接近实验值;修正质点弹道模型与刚体弹道模型对弹丸稳定性的仿真结果在弹丸飞行的上升段一致性较好,而在下降段一致性较差。     

舰艇运动对舰炮起始发射条件的影响

在使用弹道积分方法求取弹丸飞行弹道坐标时，起始发射条件的准确性至关重要。本文分析了舰艇运动对舰炮起始发射条件的影响，并提出了修正方法，有效地修正了由于舰艇运动引起的误差。     

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。     

引信系统的弹道修正功能

研究了引信系统对无控弹药飞行弹道进行修正的功能，并分析和探讨了实现弹道修正的技术途径。最后通过数字仿真，说明了采用引信系统对飞行弹道进行修正是提高弹药命中概率的一种十分有效的方法。     

修正组件结构参数对旋转稳定弹道修正弹稳定性的影响研究

为提供修正组件优化与多种弹丸平台适配组件设计的参考与依据,结合弹-翼组合体气动特性理论简化模型与工程算法、复攻角理论及赫尔维兹稳定性原理,推导了与组件结构参数相关的弹道修正弹稳定性判据,并依此研究了修正组件结构参数（组件质量、质心位置、鸭翼翼展、舵偏角）对双旋式旋转稳定弹道修正弹飞行稳定性的影响规律。稳定性理论分析结果表明：相同组件外形(除鸭翼外)下,通过弹体配重或组件结构优化使组合体质心适当前移对弹丸飞行稳定性有利;为增大鸭翼修正力的同时减少对稳定性影响,增大舵偏角的方案相较于增大翼展更优。通过弹道仿真与飞行试验定性地验证了适当地前移质心可增强弹丸的飞行稳定性。     

三角形截面弹丸的飞行性能研究

通过靶道试验对比,研究了三角截面杆弹和圆形截面弹的飞行性能.利用试验数据判读处理出弹丸的飞行速度降曲线和章动曲线,拟合得到弹芯的主要气动力和力矩系数,试验分析了三角形截面弹和圆形截面弹的气动特性和性能.研究结果表明,三角截面杆弹具有较小的阻力特性和较好的飞行稳定性;在低转速条件下,三角截面杆弹具有较强的马格努斯效应,抗干扰能力较差;三角截面杆弹相对于圆形截面弹具有较大的升阻比、较好的机动性,三角形截面可应用于有控弹箭的外形.     

带鸭舵滑翔增程炮弹飞行弹道研究

文中针对鸭式布局的滑翔增程炮弹的飞行弹道特性,通过动力学分析,建立了滑翔增程炮弹的各飞行弹道段的弹道模型和控制模型,数值分析给出了滑翔增程弹飞行速度变化规律、最大射程角以及滑翔增程炮弹的滚转控制段与滑翔控制段的弹道特性,研究结果为鸭式布局滑翔增程炮弹的弹道设计提供了理论基础。     

卫星授时的弹丸飞行时间测试方法

为了解决复杂地形条件下弹丸飞行时间测试问题,分析了采用有线传输方式测量弹丸飞行时间的基本原理和存在的问题,提出了一种以卫星授时为基础的弹丸飞行时间测试方法,介绍了测试系统组成、工作原理、主要功能模块的功能和设计要点。经实际验证,该方法正确、可靠,实用性强,工作效率高,从根本上克服了使用有线传输信号方式测试弹丸飞行时间存在的弊端。     

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。     

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。     

IB-12中间弹道靶道及其应用

脱壳穿甲弹中间弹道研究的一个重要问题就是近炮口区脱壳穿甲弹飞行姿态显示与定量测量.本文简要介绍了最近研制、建成的IB-12中间弹道靶道;首次实现了近炮口区脱壳穿甲弹飞行姿态的定量测量;给出了弹托飞散全过程的图象处理结果以及在脱壳穿甲弹研究中的一些应用。     

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。     

基于化学反应的高超声速弹丸头部气动热预测

为了准确预测高超声速弹丸表面的气动热问题,在考虑热化学反应的情况下,基于SST k-ω、表面反应和二维非稳态热传导方程,建立了高速流场与弹丸结构紧密耦合的传热模型,并以某外形高超声速弹丸为研究对象,采用数值模拟方法,在不同飞行高度、不同飞行马赫数等条件下对比计算了有、无考虑化学反应时弹丸表面的气动热分布情况。计算结果表明,考虑化学反应对弹丸表面的热流密度有较大影响,弹体表面温度及其驻点处温度均有明显提高; 在飞行马赫数为5.5,飞行时间为1.5 s的情况下,随着飞行高度的增加,弹丸驻点处及弹身表面的温度会降低,但各高度上弹丸驻点处的温度在考虑化学反应较未考虑化学反应时高约200 K; 随着来流马赫数的增加,化学反应产生的热量越多,弹体表面及驻点处的温度增加越大。研究结果对高超声速弹丸的气动热预测与热防护具有一定的参考。     

基于测量预估高速弹丸随动摄影方法研究

提出了一种的弹丸姿态进行实时跟踪拍摄的新方法,能够解决对高速弹丸飞行姿态的实时随动拍摄问题。通过高速线阵CCD阵列预测弹丸的运动信息,利用分光镜和高速面阵CCD组成图像位置检测系统来实时校正反射镜扫描速率,实时获得清晰的炮弹等高速目标的运动姿态,跟踪拍摄范围可达到100～200m。并着重对拍摄系统的组成和拍摄方法作了研究,对拍摄误差做了一定的分析并进行了数值仿真研究。该方法对研究弹丸的飞行和尾翼张开、发动机点火控制等问题的研究有重要意义。