共查询到20条相似文献,搜索用时 46 毫秒
1.
2.
3.
利用OpenGL三维图形实时交互技术,在VC++中编程,实现了不同输入条件下的导弹自由段飞行弹道与飞行姿态仿真,包括导弹建模、以及由云彩绘制和流动效果组成的云彩的建模。 相似文献
4.
修正弹道的飞行稳定性研究 总被引:1,自引:1,他引:1
弹道修正弹是减小弹道散布的一个新弹种,文中讨论了在不同修正力作用下,对弹丸绕心动力攻角方程中诸非齐次项对应特解的影响情况,推导了这些影响的关系式,分析了影响程度与可能出现的状况,对今后深入开展有关该弹种的研究工作,有一定参考意义。 相似文献
5.
6.
7.
《探测与控制学报》2019,(6)
针对一种榴弹发射器引信生产验收试验在落点上空发生弹道炸的问题,在通过故障分析和质量排查基本上排除引信自身质量问题可能的前提下,提出了从外弹道特性角度分析弹道炸各影响因素的研究方法。该方法是利用FLUENT仿真得到弹丸阻力系数、极阻尼力矩系数,在此基础上解算外弹道,得到了各种影响因素条件下的弹丸外弹道诸元,包括弹丸射程和转速。研究结果表明,弹丸初速漂移是影响弹丸转速衰减规律变化进而引起引信弹道炸的主要因素,而其他因素如头部风帽变形、引信扳手孔大小、弹带尺寸误差、头部端面圆角变化的影响都可以排除;引信自毁临界转速接近落点转速会有利于发火,但如若控制不当,将导致引信在接近落点空中发生弹道炸。 相似文献
8.
自动机的运动规律是自动武器设计过程中调整能量分配、校核零件强度和进一步优化结构参数的理论基础.为掌握某型榴弹发射器自动机运动规律,进一步优化结构参数,利用多刚体系统动力学的AD-AMS仿真分析软件,建立了受力和运动都与实际样机基本一致的仿真模型.根据榴弹发射器受力关系,在模型中添加约束和力,设置相关参数,建立用于仿真分析的动力学模型.经过对比可知:仿真结果与射击试验实测值十分接近,证明仿真分析结果是可信的. 相似文献
9.
10.
11.
火箭弹、旋转导弹和炮弹起始扰动的形式不能直接引入旋转飞行器刚体弹道模型中,需对其进行变换,分析了风对旋转飞行器运动的影响,得到了有风存在时起始攻角和起始侧滑角的公式,并且得到了刚体弹道模型中三个起始轴向扰动角速度的公式. 相似文献
12.
带微型扰流片旋转稳定弹外弹道建模与仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
为发展修正能力更强的有控旋转稳定弹,研究了一类带有微型扰流片控制机构的旋转稳定弹。分析了该类有控弹的控制原理,针对其动力学建模问题,考虑气动非对称,建立了带扰流片旋转稳定弹的控制力和控制力矩数学模型。根据六自由度弹道模型,仿真分析了扰流片外露高度和弹丸射角、初速及启控时间对速度、弹丸稳定性和修正能力的影响。结果表明:扰流片外露高度越高,修正能力越强,但速度降越明显,攻角振荡幅度和稳态值越大,稳定性越差; 速度从亚音速向超音速变化时,修正能力先减小后增大。 相似文献
13.
根据月球探测器向月飞行轨道动力学方程式得到了飞行轨道误差的迭代方程,采用协方差分析方法对轨道初始误差误差源造成的轨道误差进行了分析,结合具体算例,给出了探测器初始轨道位置和速度误差引起的向月飞行轨道误差的时间历程和轨道终点误差。计算结果表明,若发射环月卫星,必须进行多次中途轨道修正。 相似文献
14.
15.
16.
17.
18.
为获取水下并联发射超空泡射弹的弹道特性,基于重叠网格技术、RANS方程、Schnerr-Sauer空化模型和k-ε湍流模型,对超空泡射弹的水下同步发射与异步发射工况进行了多工况数值模拟研究。通过设置不同的弹丸间距与发射时间间隔,对比分析了并联超空泡射弹水下运动的流场特性与弹道特性。研究结果表明:对于水下同步发射,弹丸内侧空泡发展受到抑制,弹丸在不对称的水动力作用下向外侧偏转,当弹丸间距增加至4D以上时,两弹丸之间几乎无干扰; 对于异步发射的先发弹丸,随着发射时间间隔的增加,其弹道偏移量先增大后减小; 对于异步发射的后发弹丸,随着发射时间间隔的增加,侧空泡扩张的抑制作用逐渐解除,并有过度膨胀的趋势,时间间隔越大,速度衰减越慢。 相似文献
19.
为了模拟高速旋转弹丸真实飞行弹道,基于弹轴运动附加于控制体表面、自转运动附加于壁面边界的思想,采用三维有限体积法,改进型简单低耗散迎风矢通量分裂格式、双时间步和Spalart-Allmaras湍流模型等计算流体力学(CFD)方法,建立具有任意拉格朗日-欧拉形式的流动模型。结合高速旋转弹丸刚体运力学(RBD)弹道方程组,推导出弹丸运动和控制体表面运动耦合的数学模型,提出一种CFD与RBD弹道耦合计算方法,实现了4阶龙格-库塔法中流动方程和弹道方程联立计算。研究结果表明:气动耦合方法和时间步长对弹道耦合计算结果影响较大;所提紧耦合方法在时间步长0.5 ms下M549旋成体弹丸仿真弹道结果与采用气动模型法计算结果基本吻合;旋转稳定二维弹道修正弹仿真弹道具有抬头力矩使弹丸低头的特性,该特性与文献[29]的研究结果一致。 相似文献
20.
针对大型联合作战仿真系统需求,建立某种飞行器运动学仿真轨迹模型。讨论了射击诸元(射击方位角、俯仰程序角、初始装订参数等)的确定方法,建立了在射击平面上的飞行器主动段运动学方程组和末速修正飞行段的关机方程,推导出由平台误差分离系数到飞行器飞行主动段终点偏差的误差传递关系,然后利用椭圆轨迹理论将主动段终点偏差折算为落点偏差,并完成了轨迹数据由发射坐标系向地心大地直角坐标系的转换关系模型。仿真计算结果与飞行试验数据比对一致性好,证实了该方法的可行性。 相似文献