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。     

THAAD拦截弹螺旋弹道仿真分析

针对美国THAAD拦截弹发射初期所进行的螺旋轨道飞行,对能量管理技术的原理和不同攻角下的螺旋飞行能量变化数据进行了分析; 计算了不同螺旋弹道下的最大法向过载,结合法向过载变化曲线分析其对弹体设计等方面的影响; 通过六自由度仿真进行验证,得出了能量管理的前提条件是导弹飞行须具备大攻角。仿真结果表明,大攻角飞行的能量耗散作用明显大于大机动飞行,同时法向过载的变化规律为弹道的设计提供了参考。     

螺旋型电磁炮高速射弹的气动特性研究

为研究螺旋型电磁炮射弹结构的气动阻力并探讨其减阻方案,采用ANSYS Fluent数值模拟了40 mm射弹高速飞行的气动特性,研究了马赫数、攻角对射弹阻力的影响规律,并通过弹体结构优化分析了其减阻效果。研究结果表明:电刷与轨道凹槽设计增加了射弹飞行阻力,其中定子电刷增阻作用最大;受弹体表面固有缺陷限制,增大射弹攻角后阻力系数与速度成正比,7 Ma条件下6°攻角与0°相比阻力系数提高了1倍;高压强梯度结合面圆角处理以及射弹底凹设计均可减阻,但前者的减阻效果更优。     

反弹道非正侵彻的弹体结构响应实验研究

为研究高速侵彻弹体的瞬态结构响应,利用反弹道实验技术和数字图像相关测试方法,在152 mm轻气炮加载平台上建立了结构弹体非正侵彻2024铝靶的反弹道实验系统。通过弹体侵彻铝靶实验,获得弹体在反弹道非正侵彻过程中的实时响应特性,对比倾角、攻角及倾角与攻角联合侵彻作用下的弹体响应特征,得到了不同侵彻条件下弹体结构的定量响应规律。研究结果表明：攻角对弹体结构弯曲响应的影响更明显,3°攻角侵彻后弹体端部挠度大于10°倾角侵彻的结果,5°攻角大于15°倾角的侵彻结果;5°攻角联合15°倾角的侵彻条件下,弹体头部前1/4处轴向塑性应变可达4.6%,尾部均为弹性变形。     

基于质量矩控制机理的导弹飞行姿态变化的研究

导弹质量矩机动控制通过改变导弹的质心,利用气动配平力矩改变弹体飞行姿态和攻角,从而实现导弹机动控制.在导弹高速飞行时,它克服了气动舵控制方案存在着舵面烧蚀及控制效率降低等弊端.本文详细推导了基于变质心控制导弹的非线性动力学方程,深入分析导弹在纵向平面内姿态变化情况,并研究了由于导弹质心移动引起弹体姿态角变化的两个重要因素,指出针对不旋转弹体的控制策略,为进一步设计导弹控制系统奠定基础.     

基于质量矩控制机理的导弹飞行姿态变化的研究

导弹质量矩机动控制通过改变导弹的质心，利用气动配平力矩改变弹体飞行姿态和攻角，从而实现导弹机动控制。在导弹高速飞行时，它克服了气动舵控制方案存在着舵面烧蚀及控制效率降低等弊端。本文详细推导了基于变质心控制导弹的非线性动力学方程，深入分析导弹在纵向平面内姿态变化情况，并研究了由于导弹质心移动引起弹体姿态角变化的两个重要因素，指出针对不旋转弹体的控制策略，为进一步设计导弹控制系统奠定基础。     

旋转弹体尾翼片非线性动载荷响应特性分析

旋转弹体在非稳态带攻角飞行时，可晃动尾翼片可能在较低转速下因低频动载荷响应过大造成结构提前断裂。针对旋转弹体尾翼片的动载荷响应破坏问题，建立了一种存在间隙的尾翼片在离心力以及非定常气动力作用下的非线性动载荷响应分析模型。对该系统的动力学方程进行数值求解，并使用Matlab/Simulink软件平台进一步开发尾翼动响应分析工具。通过调整尾翼片可晃动量e和载荷振荡因子k，研究了旋转弹体尾翼片的非线性动载荷响应特性，并指出旋转弹体在非稳态带攻角飞行时，可晃动尾翼片因倍周期低转速振动放大而可能提前发生破坏。     

脉冲修正弹药动态稳定性分析

为保证脉冲修正弹药控制系统的鲁棒性,分析研究了基于脉冲发动机直接力控制的2维修正弹药的飞行动态稳定性,建立了弹体六自由度模型和传递函数模型,求出弹体在受脉冲力扰动时弹体攻角变化,以此分析弹体动态稳定性.分析了单台发动机总冲、发动机推力轴心与质心距离、弹体静稳定裕度以及发动机连续工作个数等影响弹体动态稳定性因素,仿真结果表明,发动机位置距离质心越近,发动机冲量越大,静稳定裕度越大,脉冲修正弹药动态稳定性越好.     

基于Fluent的弹道修正弹制导状态气动仿真

采用Fluent软件对处于简易制导状态下的某型弹道修正弹在不同攻角、不同飞行马赫数下的气动力进行了仿真计算,得到了该型弹道修正弹升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律,以及弹体表面的压力分布和来流速度分布。计算所得的气动参数可以为弹道修正弹的外形设计提供依据和参考。     

带攻角弹体斜侵彻混凝土深度计算公式对比分析

为了分析经典侵彻深度经验公式对带攻角弹体斜侵彻混凝土靶的适用性,介绍了目前应用较广且精度较高的混凝土侵彻深度计算经验公式,并以152 mm一级轻气炮为试验平台,通过弹体攻角、倾角联合侵彻C30素混凝土靶的试验加载测试系统进行试验研究,测得了弹体着靶速度、开坑尺寸和侵彻深度。并应用各经验公式对带攻角弹体斜侵彻混凝土目标的侵彻深度进行了计算和对比,分析了不同经验公式计算值与实测值之间的差异。试验研究表明,对于带攻角弹体斜侵彻混凝土的侵深经验公式中,ACE公式和Forrestal公式计算侵彻深度与实测侵深最为接近,相对误差均未超过10%,满足工程计算需求。     

装配过盈量对某枪弹底火感度的影响

研究了某枪弹底火以不同过盈量压入药筒后的撞击感度变化情况，基本明确了装配过盈量对底火感度的影响趋势。     

导爆管雷管延期体结构改进

本文主要介绍了索式延期体的纺织方法，其秒量与铅结构延期体秒量的精度对比，并探讨改进的目的和意义。     

尾翼稳定脱壳穿甲弹全弹道多目标优化设计

本文应用最优化理论和方法对尾翼稳定脱壳穿甲弹的装药结构和弹形结构进行了全弹道多目标优化设计.首先从装药结构和弹形结构计算出发,建立了尾翼稳定脱壳穿甲弹的内弹道、外弹道(含空气动力)、终点弹道计算模型,然后应用三种不同类型的优化方法对火药弧厚、装药质量、弹头长径比、弹芯直径、弹体圆柱部长径比五个设计变量进行了多目标优化设计,得到了比较满意的结果.     

混合稀土加入量对A356合金组织及性能的影响研究

研究了混合稀土加入量的不同对Al-Si合金A35 6力学性能的影响 ,运用金相显微镜和扫描电镜对其微观组织进行了观察与分析。结果表明 :稀土变质可有效地促进初生α相的粒状化 ,提高Al-Si合金的力学性能 ,不同的加入量对A35 6共晶组织粒状化的作用是不同的 ,混合稀土的最佳加入量应在 0 .2 %左右 ,同时 ,应严格控制其它工艺参数。     

装调误差对滚仰式导引头视轴指向的影响分析

研究了装调误差对导引头视轴指向精度的影响。针对滚仰式导引头的结构特点,对位标器的主要装调误差进行了分类。利用坐标变换和空间几何关系,得到了导引头视轴指向误差和装调误差的函数关系。仿真结果表明视轴的指向误差与指向位置和框架角位置都有关联。所得结果对导引头的指标分解具有重要的参考价值。     

弹上线束电磁兼容仿真研究

导弹电磁兼容已经成为导弹现代设计中必须考虑的问题,尤其是弹上复杂线束在导弹电磁兼容问题中占有重要地位。文中以某型号导弹为背景,基于CableMod软件平台,采用仿真预测试的方法研究导弹电磁兼容问题,讨论了如何建立适用于仿真的导弹结构模型与电气模型,并对导弹内复杂线束间的串扰,以及弹体对线束产生辐射的影响进行了仿真和分析。仿真结果表明,线束内电源线与信号线分开敷设,且双绞屏蔽后相互串扰明显降低,并提出使用弹壁电缆套管代替U型电缆罩,能避免因缝隙产生的电磁泄露,抑制电磁辐射,有助于通过电磁兼容测试。     

固连接异形侵彻体最小内外径比的确定

根据两阶段空腔膨胀理论建立的杆侵彻弹坑形成模型,建立了固连接异形侵彻体最小内外径比的表达式。通过计算得出了火炮初速范围内固连接异形侵彻体的最小内外径比随撞击速度的变化规律。结果发现内外径比为0．5时前端杆开的坑径不足以使后端管不受干扰地进入。而增加到0．6时便能满足要求。     

脉冲推力器用烟火型装药燃烧性能研究

采用光纤测速方法,研究了脉冲推力器用烟火型装药药剂配比和装药密度对燃速的影响。通过密闭爆发器,测试了药剂的燃速压强指数。结果表明,不同配比的药剂虽然初期燃速不同,但后期燃速趋于相同;随着装药密度增大,燃速先增加、后减少;在装药密度1.45 g/cm³时燃速最高,可达到800 m/s. 在所测试压强范围内,烟火型药剂的压强指数为0.736 4,说明该烟火型装药药剂在一定压强范围内可稳定工作,能够实现脉冲推力要求。     

一种便携式红外目标模拟器

设计了一种头罩式便携红外目标模拟器,采用微型黑体作为红外辐射源,采用卡赛格林平行光管作为光学系统,在可调光阑和电机的配合下,能够快速模拟出不同辐射强度、不同大小的红外目标。