基于Kane方法的火箭抛绳系统飞行动力学模型

为了研究抛绳火箭系统的弹道特性,通过对抛绳火箭飞行的运动学描述,根据有限段方法将绳索离散为n个有限段,并进行了分析,考虑火箭和绳索上的作用力:重力、火箭所受推力、空气阻力、绳索末端所受拉力等,建立了基于Kane方法的抛绳火箭系统的动力学模型。数值实例表明:该动力学模型能够有效地实现抛绳火箭飞行过程的数值仿真,揭示了射角从25°到65°变化时,系统弹道轨迹、速度、弹道倾角、绳索状态等变化规律。该动力学模型的建立为下一步研究绳子对抛绳火箭飞行的扰动以及抛绳火箭的制导、飞行控制提供了重要理论支撑。     

抛索火箭系统主动段绳索动力学特性研究

针对抛索火箭系统主动段绳索复杂的动力学特性,建立了基于多体动力学方法的绳索模型;数值仿真了真实火箭推力作用下绳索主动段飞行动力学过程及其动态特性。研究结果表明:主动段绳索运动呈波动状态,绳索速度和绳索内张力呈现规律性波动,随着编号增加,速度波动幅度先增大后减小,绳索内张力波动的幅度和大幅波动持续时间先减小后增大,绳段最大速度达到325.42 m/s,绳段内张力的峰值达到了8 162.5 N。仿真计算结果与试验数据较一致,该研究成果对抛索火箭系统绳索选择和系统弹道设计有参考价值。     

抛索火箭平面运动弹道模型研究

抛索火箭的运动是变质量变结构变边界条件的复杂动力学问题。根据牛顿—欧拉方程,采用集中质量法建立了抛索火箭运动模型。将绳索离散为一系列质量集中在一点的单元,并假设绳索上所有的作用力都集中作用在集中质量点上。通过火箭运动方程、绳索各单元的运动方程、绳索间约束方程和边界条件,联立求解抛索火箭的运动方程。对抛索火箭进行了运动仿真,仿真结果与试验结果一致性较好。该运动弹道模型可以为工程设计提供理论指导。     

拖缆火箭弹道计算研究

建立了拖缆火箭和绳索的运动方程，并进行求解，为拖缆火箭的弹道设计提供了参考依据。     

海上补给高架索建模和仿真研究

针对海上补给装备研制过程中尚无高架索模型可以使用的现状,将多体动力学理论引入高架索建模中,研究了绳索多刚体动力学模型、刚柔混合体动力学模型和多柔体动力学模型的建立方法。将3种绳索模型依次用来模拟高架索,并利用ADAMS软件对海上横向干货补给过程进行仿真计算。计算结果表明：3种高架索模型的速度、受力、角速度、转矩的变化趋势与高架索实际力学特性基本一致,绳索多体动力学模型可以模拟海上补给高架索;绳索多柔体动力学模型较其他两种绳索多体动力学模型更能反映出高架索的全部动力学特性。     

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.     

乘波外形导弹弹道特性分析与优化设计

采用试验设计和CFD方法,分析了钝化后乘波外形导弹的气动性能,建立了乘波外形导弹的空气动力响应面模型,详细分析了弹道初始条件和发动机推力对跳跃式弹道特性和飞行轨迹的影响.在弹道特性分析的基础上,建立了乘波外形导弹跳跃式弹道优化模型,运用多目标粒子群算法对跳跃式弹道进行了优化设计.结果表明,弹道特性和飞行轨迹主要受弹道初始条件的影响;根据设计人员对弹道性能指标的要求,采用多目标粒子群算法求取最优方案弹道的方法是可行的.     

火箭助飞式器材舰上发射外弹道特性分析

为了研究舰上发射条件对火箭助飞式器材外弹道特性的影响,定义了船体运动及气象风场坐标系、质心运动坐标系,在此基础上建立了考虑弹道条件和气象条件等因素的非标准条件下的火箭助飞式器材外弹道方程组和伞-弹运动模型。通过算例的计算,分析了火箭助飞式器材在舰上发射时受到本舰航行和海上风场条件影响下的外弹道特性,对标准和非标准条件下的落点坐标进行了比较。分析结果表明,火箭助飞式器材的飞行弹道受本舰航行速度和风的影响较明显,在特定条件下,其落点偏差将会超出预期值,进而影响到作战效能。     

远程火箭末敏弹弹道特性仿真

为研究远程火箭末敏弹弹道特性,应用弹道理论和控制理论,建立了远程火箭末敏弹母弹弹道方程;引入多体系统动力学理论,分析了末敏弹系统伞、伞盘、弹等刚体间的力学关系,考虑了系统的连接方式和约束,分析了伞绳弹性,建立了末敏弹在减速运动和稳态扫描段的完整运动模型.编制了远程火箭末敏弹弹道仿真软件,进行了末敏弹全弹道数字仿真,并得到了部分试验验证,分析了末敏弹弹道特性.为远程火箭末敏弹射击精度仿真和减少精度试验用弹量奠定了基础.     

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。     

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。