复合增程弹结构布局与最佳弹道的匹配设计

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新途径。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—火箭工作时序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。     

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。     

复合增程弹火箭助推段弹道数据处理方法

以6自由度弹道方程为换算模型,采用最小二乘法拟合复合增程弹火箭助推段弹道的数据,换算出了火箭发动机在飞行中的推力～时间曲线.拟合结果可直接用于复合增程弹弹道分析计算.     

复合增程弹起始飞行段弹道测速数据处理方法

提出了复合增程弹起始飞行段弹道多普勒雷达数据拟合方法.利用该方法换算出复合增程弹在该段弹道的阻力系数和初速等特征参数.实例计算证明,该方法拟合换算精度高,模型计算合理,完全满足起始飞行段多普勒雷达测试数据处理的要求.     

底排火箭复合增程弹射程影响因素及其规律性研究

文中结合底排火箭复合增程弹的弹道特性和火箭增程效率影响因素的分析，分别计算了火箭工作特征参量（火箭点火时间、火箭增速）、弹丸初始参量（发射角、质量、初速）等因素的变化对复合增程弹射程的影响规律。计算结果所揭示的规律性对底排火箭复合增程弹的工程研制具有较好的应用价值。     

复合增程弹火箭发动机闭气装置及性能研究

文中结合闭气装置工作环境，对火箭发动机的闭气装置性能进行了分析。利用所设计的试验装置对几种闭气装置的性能进行了测试。通过对测试结果的分析，确定了锥形塞与端盖相结合的闭气方式。该方式的闭气装置能够保证发射时对发动机可靠的闭气，在外弹道上发动机可靠点火和解脱。     

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。     

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。     

滑翔增程弹弹道优化设计研究

研究了炮弹的增程优化设计,建立了滑翔增程弹的运动模型,为了简化问题及获得良好的弹道,提出分段优化全程弹道的方法;全程弹道分为弹道段、滑翔段,采用不同方法对各段进行优化,包括最佳射角设计、能量损失最小弹道设计、最优滑翔设计等,从而使得整个弹道达到最优;通过对某型炮弹为对象的数字仿真,所设计的弹道能够实现最大增程效果;研究结论对滑翔增程炮弹弹道优化设计具有一定的参考意义。     

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。     

鸭式布局防空炮弹的鸭舵设计优化

为提高防空有控炮弹的弹道性能,以一对鸭舵控制的防空弹道修正弹为对象,阐述了系统工作原理与鸭舵控制方式,在全指令控制信号及弹体稳态飞行条件下,研究了由鸭舵偏转产生的弹道法向修正速度,给出了精度较好的估算公式。由此提出一个以鸭舵气动外形参数为设计变量的弹道修正能力综合优化设计模型,并进行了数值仿真。仿真结果表明,采用该模型对鸭舵气动外形参数进行综合优化设计,能够有效提高鸭式布局防空炮弹的弹道控制能力,为该类有控炮弹的鸭舵气动外形参数设计提供了参考。     

弹道修正弹技术发展综述

炮弹在发射和飞行的过程中,受各种随机误差的影响,造成射弹散布。设法减小或控制随机误差影响、改善炮弹地面密集度,始终是常规弹箭技术研究的方向。近年来研究者另辟蹊径,发展和研究了弹道修正理论与技术,即通过对一段实测飞行弹道参数的在线误差影响辨识,后续弹道预报,并通过弹上简易机构进行弹道修正调节,实现低成本下大幅度改善炮弹地面密集度。该文综合近年来国内外部分文献资料报道,结合多年的研究经验,对弹道修正弹技术的特点、难点及其工程应用中存在的射程扩展量等作一介绍,对未来的技术发展作一展望,以期为从事这方面研究的人员提供参考。     

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。     

S-S双翼末敏弹气动外形优化设计

为获得S-S 型双翼末敏弹最佳尾翼气动外形,基于计算流体力学和正交试验方法,以S-S 型末敏弹模型的气动参数为源数据,对尾翼弯折面积和弯折角两因素组合进行优化设计,得到了此类型末敏弹尾翼参数对气动特性影响的主次关系,并提出了满足最大阻力系数和最大极阻尼力矩系数的末敏弹尾翼结构。结果表明:优化所得气动结构比优化前模型阻力系数提高7. 11%,极阻尼力矩系数提高15. 77%。高塔自由飞行试验结果显示:优化所得气动外形末敏弹落速为30. 0 m/ s,转速为11. 5 r/ s,下落过程中落速和转速及扫描角保持稳定,满足稳态扫描的要求。     

SC型双翼末敏弹尾翼结构方案设计

为寻求SC型双翼末敏弹实现稳态扫描的最佳气动外形,运用计算流体力学方法建立了SC型末敏弹的气动特性仿真模型,基于正交试验法对SC型尾翼末敏弹的翼片结构参数进行了优化设计。分析了尾翼面积、弯折角对SC型末敏弹气动特性的影响规律,得到了尾翼参数对双翼末敏弹阻力系数和极转动力矩系数影响的主次关系。在此基础上分析得到一种可以同时满足大阻力系数和大极转动力矩系数的末敏弹气动外形结构。优化结果显示,优化模型阻力系数较优化前增加5.14%,极转动力矩系数增加4.53%,高塔试验表明优化模型双翼末敏弹能在下落过程中保持稳定。研究方法和结果可为双翼末敏弹的气动布局和优化设计提供参考。     

固定舵二维修正弹外弹道仿真与动态模拟

为研究固定舵二维弹道修正弹的修正能力,采用流体力学分析软件Fluent与机械系统动力学自动分析软件Adams联合仿真方法建立了固定舵二维修正弹的动力学仿真模型。基于鸭舵修正原理提出了仿真环境下鸭舵减旋和测姿的模拟方法,在Adams软件环境下通过在舵片模型上建立Marker监测点实现了对鸭舵实时滚转角的直接监测;应用该仿真方法对横风作用力从1 N增大到10 N的情况进行仿真,相比于无风干扰,横偏增加了36.5%到298.0%;分别对10 N横风作用力、0.5°横向跳角和0.5°定起角干扰下的弹道修正进行了仿真。研究结果表明：相对于无修正情况下的横偏,在10 N横风作用力下的修正量能够达到90%,由跳角引起的横向、纵向落点偏差得到显著降低;通过与半实物仿真实验及实弹射击试验的对比,证明该仿真方法具有一定的合理性。