底排-火箭复合增程弹火箭助推发动机喷管设计研究

针对底排-火箭复合增程榴弹，进行了助推火箭发动机喷管设计。依据喷管的工作条件进行了喷管型面设计、喷管热防护设计，分析了喷喉比对推力的影响。结果表明在喷喉尺寸固定且在喷口强度允许的条件下．喷口直径越大越有利于提高火箭发动机的推力。经射击试验证明文中所述对增程弹火箭助推发动机喷管设计具有一定的指导意义。     

对底排火箭复合增程弹底排结构的认识

为更好认识国内外底排火箭复合增程弹串联结构方式中底排的结构,对底排结构组成、工作原理和主要部件的作用进行了分析。采用有限元仿真分析和不同结构对比试验的方法进行验证。通过仿真分析和试验验证,提出底排结构设计中应注意的几个关键问题,可为复合底排在串联式底排火箭复合增程弹的工程应用提供参考。     

底排-火箭复合增程弹弹道参数优化研究

建立了底排－火箭复合增程弹质点弹道参数优化数学模型，并应用约束变尺度法求解，编制了优化设计了计算程序。同时，以１３０复合增程弹为例说明了本方法的可行性。     

底排-火箭复合增程技术中最佳底排质量流率方案的确定方法

文中对底排－火箭复合增程弹的底排质量流率最佳方案给出了相应的算法和典型结果,同时该算法还可同步给出对火箭发动机的冲量要求,本算法和结果将有助于155mm口径底排－火箭复合增程弹的设计分析。     

底排-火箭复合增程弹外弹道模型研究

文中通过对底排—火箭复合增程弹外弹道特征的分析,利用底排总阻减阻率公式推导出了底阻减小率与弹形系数之间的关系。通过简化底排质量流量计算公式并用平均推力代替实际火箭推力建立了复合增程弹的外弹道模型。用所建模型对外弹道参数进行了计算,计算结果与试验结果吻合的一致性较好。所建外弹道模型对该类弹丸的初步设计和弹道参数匹配研究具有重要的指导意义。     

串联式底排火箭复合增程的推力损失研究

利用分区技术,从二维轴对称Euler方程出发,应用有限体积TVD格式,数值模拟了火箭喷管出口截面处于底排装置空腔中不同位置时的燃气流场,并进行了推力损失研究,结果表明,在底排装置空腔中的流动特性很复杂,存在涡系结构,底排出口截面上的密度、排气速度和压力是影响推力损失的主要因素,得出了推力损失随喷管出口截面在底排装置空腔中不同位置时的变化规律,为串联式底排火箭复合增程弹结构设计提供了理论依据。     

某复合增程弹底排船尾碎裂原因探析及对策

为探寻某复合增程弹底排船尾碎裂的原因,对回收弹体、底排船尾残骸及同批次弹体和回收的底排船尾的力学特性进行检测,复查试验用弹体和底排船尾的力学特性参数。对发射时底排药柱的受力情况进行分析,并建立药柱强度的计算方法。结果表明,底排船尾碎裂是由于底排药柱与船尾之间存在空隙,发射时出现受力不均而导致强度不足所致;通过填充柔性体可以解决。     

某底排-火箭复合增程弹再增程的分析与设计

底部排气装置与火箭助推发动机复合增程是目前炮弹增程技术中一项有效的技术,它综合了底排减阻与火箭增程技术的优点,使炮弹远程技术得到了新的发展。通过论述底排-火箭复合增程原理,分析了底排-火箭复合增程弹的结构形式及各自特点、影响底排-火箭复合增程弹射程的主要因素,提出了某型号底排-火箭复合增程弹的改进方案,通过相关静态实验和靶场射击试验结果分析,验证了该方案的可行性。     

某底排-火箭复合增程弹全弹模态分析

对某底排-火箭复合增程弹在尾部约束条件下分别用分布质量模型和3D实体单元模型进行了有限元分析,得出了2种模型的固有频率.计算表明,除了前2阶频率以外,2种模型计算的结果出现了较大误差.分析了产生这种差异的原因,给出了合理的解释,可以为底排-火箭复合增程弹结构设计提供参考.     

某复合增程弹底排船尾碎裂原因探析及对策

为探寻某复合增程弹底排船尾碎裂的原因,对回收弹体、底排船尾残骸及同批次弹体和回收的底排船尾的力学特性进行检测,复查试验用弹体和底排船尾的力学特性参数。对发射时底排药柱的受力情况进行分析,并建立药柱强度的计算方法。结果表明,底排船尾碎裂是由于底排药柱与船尾之间存在空隙,发射时出现受力不均而导致强度不足所致;通过填充柔性体可以解决。     

冲压增程炮弹发动机工作性能分析

简述了冲压增程炮弹的增程原理，建立了固体燃料冲压发动机内流场的流动及燃烧模型；对60mm实验发动机内流场进行了数值模拟．并通过与国外实验数据的比较，证实了该模型正确；通过数值模拟结果分析人口空气状态对发动机推力和比冲性能的影响，所得结论对冲压增程炮弹的设计具有较强的理论指导意义。     

滑翔增程弹弹道特性分析

滑翔增程是目前采用的较为有效的ー种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹的飞行过 程,按其飞行过程将整个飞行弹道分为三段,并分别建立了各段的弹道模型;研究了整个飞行弹道 的特性,得到滑翔弹弹道与常规弹道在升弧段是一致的,在降弧段上则出现了较大的差別;在滚控 段采用“小步走”的控制策略,在滑控段采用开环控制。仿真计算表明：控制方法可行,计算结果与 设计思想一致,对滑翔增程弹的研制有一定的参考意义。滑翔增程是目前采用的较为有效的ー种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹的飞行过 程,按其飞行过程将整个飞行弹道分为三段,并分别建立了各段的弹道模型;研究了整个飞行弹道 的特性,得到滑翔弹弹道与常规弹道在升弧段是一致的,在降弧段上则出现了较大的差別;在滚控 段采用“小步走”的控制策略,在滑控段采用开环控制。仿真计算表明：控制方法可行,计算结果与 设计思想一致,对滑翔增程弹的研制有一定的参考意义。     

滑翔增程弹鸭式舵的气动设计与分析

为了保证滑翔增程弹箭在滑翔飞行过程中有效地增程,必须对滑翔弹箭的舵面进行气动设计与分析.阐述了制导炮弹舵面参数确定的原则,研究了滑翔增程弹舵面几何参数的选择、舵面尺寸确定的方法.仿真结果表明,采用该方法确定的舵面气动性能能够保证滑翔增程弹在滑控段飞行过程中稳定性适当,静稳定性储备量约在4%左右;操纵性较好,舵面偏转10°,能够产生约6°的平衡攻角;稳定性与操纵性、舵偏角和平衡攻角匹配较好,为滑翔增程弹舵面的气动设计提供了参考.     

滑翔增程弹箭滑控段弹体运动模式对增程效率的影响

增程技术是弹箭技术重点发展方向之一,而滑翔增程是目前采用的较为有效的ー种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹箭的飞行过程,建立了滑翔增程弹箭的滑翔段弾道模型,在滑翔控制段弹体分别采用俯仰滑翔飞行和旋转滑翔飞行,分析了在滑'翔控制段弹体的两种运动模式对弹箭增程效率的影响。仿真结果表明：在滑翔控制段弹体釆用俯仰滑翔飞行,增程效率高,但在滚转控制过程中控制系统复杂,对舵机的要求高;在滑翔控制段弹体采用旋转滑翔飞行,增程效率较低,但整个控制过程中控制系统简单,对舵机的要求低。     

考虑多重影响因素的巡航飞行器增程优化设计研究

为有效提升现有巡航飞行器的航程,在不改变飞行器总体布局的情况下,考虑气动特性、质量等多重因素影响,研究了某巡航飞行器增程优化技术。首先,分析了巡航飞行器在典型飞行任务下的气动特性以及优化所需的有效参数;其次,构建了机翼翼展变化时翼展长度与机翼面积的映射模型,估算了不同翼展长度情况下飞行器质量的变化;然后,以翼展长度作为直接设计变量,考虑计算精度与优化效率,设计了基于遗传算法与神经网络相结合的优化方法,完成特定飞行条件下的航程优化。仿真分析表明,在设计约束范围内,当翼展长度增加到原来的1.16倍时,其航程相比原来可以增加18.03%,达到性能最优,同时,将影响航程变化的质量要素纳入设计优化,提高了性能优化的精准性。本文方法具有一定的理论和应用价值。     

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。     

固体燃料冲压增程炮弹用混压式进气道数值模拟及实验研究

利用三维雷诺平均Navier-Stokes方程,在不同攻角和来流马赫数条件下,对带侧向支柱的某固体燃料冲压弹用混压式进气道的内外复杂流场进行了数值模拟,并完成了风洞实验,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布及进气道出口总压变化规律。结果表明:数值模拟所得流场结构与风洞实验纹影图一致;随着攻角的增大,流入进气道的空气流量减少,总压恢复系数降低,出口马赫数基本保持不变;在亚临界状态下,总压恢复系数受攻角的影响显著增大,其值甚至比临界状态时还要低;此外,在同一来流马赫数下,总压恢复系数随进气道出口反压的增大而增大。     

复合增程弹结构布局与最佳弹道的匹配设置

将底部排气技术和火箭助推技术同时应用到同一弹丸上,是许多国家致力探索的一种使弹丸打得更远的途径。本文针对三种总体结构布局形式的底排－火箭复合增程弹,分析了它们的结构特点和底排装置、火箭装置的工作特性,详细讨论了复合增程弹底排一火箭工作时序行选择对弹道特性的影响以及实现理论上最佳弹道的匹配条件。     

底部排气弹增程率的确定

本文提出了底部排气弹极限增程率与最大可能增程率的概念及计算方法.论述了减阻率与增程率的关系,提出了在论证与总体设计阶段,利用最大可能增程率设计底部排气弹的方法,本文为充分发挥底排增程效果.进行底部排气弹的优化设计提供了基础.