高超声速导弹弹体的创新设计方案

概述了若干种能改进高超声速导弹气动效能（升阻比）和机动性的创新弹体方案， 其中有些构想适用于最大升阻比接近５ 的弹体设计。     

制导航空弹药有控弹道的校核和验证

利用控制弹道对弹体模型进行校核的难点在于必须充分考虑控制系统操舵对弹体运动产生的影响,针对制导弹药靶试试验过程中出现了升阻比小的现象,文中充分利用观测数据,采用统计的方法对弹体的升力系数、阻力系数和升阻比进行了计算,对三个通道的干扰力矩进行了辨识,数学仿真的弹道和实际的靶试弹道吻合得比较好.     

非圆截面飞航导弹弹体动力学特性分析

相对于常见的圆截面弹体的动力学特性分析而言,非圆截面弹体的动力学特性,特别是侧向的稳定性和操纵性分析有其特殊之处.本文研究了具有非圆截面弹体和大升阻比气动外形的某类型飞航导弹的动力学特性,对研究方法进行了尝试,对结果给出了讨论.     

非圆截面飞航导弹弹体动力学特性分析

相对于常见的圆截面弹体的动力学特性分析而言。非圆截面弹体的动力学特性，特别是侧向的稳定性和操纵性分析有其特殊之处。本文研究了具有非圆截面弹体和大升阻比气动外形的某类型飞航导弹的动力学特性，对研究方法进行了尝试，对结果给出了讨论。     

非圆截面弹体侧向动力学特性分析

相对于常见的圆截面弹体的动力学特性分析而言,非圆截面弹体的动力学特性分析有其特殊之处;而对于飞航式导弹其侧向的动力学特性分析方法与一般的弹道式导弹相比较为复杂。本文研究了具有非圆截面弹体和大升阻比气动外形的某类型飞航式导弹的侧向动力学特性,对研究方法进行了尝试,对结果给出了讨论。     

非圆截面弹体高超声速气动特性研究

针对采用非圆截面构型的弹体,开展高超声速气动特性和流场结构的数值模拟研究,为先进高超声速飞行器气动外形选型进行技术储备。研究结果表明,马赫数5~10范围内,与圆形截面弹体相比,在攻角5~15°范围内非圆截面弹体升力系数增加27%~30%,而阻力特性基本不变,在10°攻角时最大升阻比可达2.7~2.9;非圆截面弹体迎风侧正压力更大,背风侧分离区范围更大且存在较强的旋涡结构,致使背风侧负压力增加,从而产生较大的弹体升力。存在一定侧滑角的情况下,弹体前段背风侧非对称旋涡流动结构,使非圆截面弹体横向静稳定性增加。     

基于最大升阻比的制导炸弹弹道设计方法

针对制导炸弹无动力飞行特点和多数增程方法计算量大的问题,提出了基于最大升阻比的制导炸弹弹道设计方法。该方法通过控制俯仰舵偏角来调节攻角的大小,使弹体产生向上的升力从而实现增程。仿真结果表明:采用最大升阻比法设计的滑翔增程弹道计算量小,增程效果显著,制导炸弹射程是常规航空炸弹的3倍。     

椭圆变截面弹体斜贯穿薄靶姿态偏转机理

随着新型武器平台的发展,具有良好平台适应性、高升阻比及隐身性能等特点的异形截面（椭圆形及变截面椭圆形）战斗部开始受到广泛关注。为探究椭圆变截面弹体斜贯穿薄靶机理与姿态偏转规律,对3种不同截面（圆形、椭圆形、变截面椭圆形）弹体斜贯穿双层945舰船薄钢板实验过程及结果进行整理与分析,根据椭圆变截面弹体贯穿过程、靶板破坏失效模式与弹体受力特征,将贯穿过程分为弹体头部压入阶段、弹体头部贯穿阶段、过渡阶段与弹身贯穿阶段。基于能量守恒、虚功原理分阶段分析弹体受力特征,建立弹体姿态偏转理论模型。通过对已有实验和数值模拟结果与理论模型所得结果进行对比,验证理论模型的可靠性。采用该理论模型着重讨论弹体撞击速度、初始倾角、质心位置、弹体翻滚角及椭圆截面长短轴之比等参数对椭圆变截面弹体姿态偏转的影响。结果表明：随着椭圆变截面弹体初始撞击速度的增加,弹体姿态偏转角度呈现指数型减小趋势;随着椭圆变截面弹体初始倾角的增大,弹体姿态偏转量增大;随着椭圆变截面弹体质心位置的后置,弹体姿态偏转角度增大;椭圆变截面弹体以不同的翻滚角撞击靶板时,弹体姿态偏转角度不同,γ_pt=0°较γ_pt=90°时弹体姿态偏转角度更大;当γ_pt=0°时,椭圆变截面弹体椭圆截面长短轴之比增大,弹体姿态偏转角度随之增大;当γ_pt=90°时,规律则相反。     

基于响应面法的非圆截面弹体气动设计及优化

非圆截面弹体外形具有更好的气动性能、较大的配平升阻比和配平升力、较轻的质量、较大的容积.选取了4个对非圆截面弹体外形影响明显的设计变量,利用数值模拟的方法研究不同设计变量对其气动特性的影响.同时,提出了旨在提高优化计算效率的响应面方法,并采用Pareto遗传算法对目标函数进行优化求解.研究结果表明,在弹体横截面积不变的情况下,头部波阻在跨声速时占总阻力的一半以上,增大头部长细比与头部倾斜角能有效降低头部波阻.同时,合理配置尾部直径比与尾部倾斜角,可抑制尾部引起的流动分离,降低底部阻力.     

带微型扰流片旋转稳定弹气动特性分析

为了分析并定量描述微型扰流片在旋转稳定弹上的应用效果,采用计算流体力学方法,对带微型扰流片的旋转稳定弹在不同马赫数下的流场进行研究。通过分析扰流片和弹体表面压力分布,讨论了扰流片尺寸变化对扰流效果的影响,得出了扰流片轴向力系数、法向力系数及静力矩系数随外形参数的变化规律。结果表明:采用扰流片作为气动执行机构能产生较大的操纵力,其附加法向力方向与弹体攻角方向相同; 增加扰流片面积能有效提高弹丸的升阻比; 法向力系数、静力矩系数与扰流片高度呈良好的线性关系,该线性关系在超声速下更为明显。     

制导兵器某些气动カ问题

结合多年的研究成果和经验，对与发展制导兵器密切相关的7个气动力问题：高升阻比气动布局与气动增程、多片翼布局及气动特性、鸭式布局导弹鸭舵滚转控制耦合与解耦、子母弹抛撒分离的气动干扰、非圆截面弹体的气动特性与雷达隐身特性、格栅翼的气动特性、横向喷流控制技术进行了分析和论述。指出对这7个问题还需进行更深入的研究。     

旋转稳定弹扰流片气动外形多目标优化设计

为提升旋转稳定弹的射击精度,将微型扰流片应用于旋转稳定弹,可以为弹丸提供侧向升力、改变弹体姿态,继而达到改变飞行轨迹的目的。通过数值模拟方法计算扰流片轴向力系数、法向力系数和静力矩系数,分析扰流片气动系数随外形参数和马赫数的变化规律,以及外形参数和马赫数对平衡攻角的影响;以扰流片主要外形参数为设计变量,以弹道修正量和终点存速为目标,考虑攻角、修正能力、扰流片尺寸等约束,建立多目标优化设计模型,并采用遗传算法获得全局最优解。结果表明：采用扰流片对弹丸进行姿态调整、弹道修正的方法可行有效;在亚跨声速段扰流片外形参数存在升阻比最优解,在超声速下升阻比随马赫数增加呈下降趋势。     

国外利用斜翼方式增大弹药射程的方法

为了达到无需火箭辅助而增大射程,对国外采用弹体斜翼／尾翼的方式增加弹药射程的方案进行了介绍;该设计方案具有智能舵机控制,制导弹药从超音速、音速,到亚音速的整个滑行阶段,均将保持最大升阻比;为了分析超音速与音速滑行阶段内给定的马赫数与攻角时不同斜翼的最佳后掠角状态,利用重叠网格法进行了系统的纳维-斯托克斯方程计算,通过对斜翼的最优配置设计,无需火箭助推便可使弹药达到100n mile的目标射程。     

临近空间飞行器气动布局的高升阻比设计

临近空间飞行器的升阻比与最大飞行距离紧密相关,是飞行器设计的核心指标。飞行器气动外形设计是获取高升阻比的主要手段。通过分析影响升阻比的关键要素,明确高升阻比设计需考虑的主要工程约束,提炼了飞行器气动外形高升阻比设计应遵循的一般性设计原则,可对临近空间飞行器气动布局设计提供指导。根据高空飞行条件下飞行器所受阻力特性分析,提出以降低飞行器摩擦阻力为未来应重点关注的设计方向。     

高超弹体侵蚀机理及抗侵蚀设计研究

针对高超弹体侵蚀影响结构强度、侵彻能力和装药安定性的问题,根据回收弹体的金相组织分析了弹体变形温升、摩擦温升及弹体材料高温力学特性,阐明了高超弹体的侵蚀机理,提出了高超弹体抗侵蚀设计方法.研究表明,弹体表面在长时间与钢筋或骨料碰撞切削的过程中,局部微观结构的剪切应力超过弹体材料的剪切强度,是弹体侵蚀的主要原因,弹体表面材料的升温软化是高超弹体发生侵蚀的另一原因.     

高速侵彻混凝土弹体头部侵蚀终点效应实验研究

采用高速弹道炮发射、弹体飞行姿态观测、弹体回收等技术,分别进行了不同结构、不同材料弹体高速侵彻石灰石骨料、石英石骨料两种混凝土靶实验研究。结果表明,在高速侵彻的情况下,弹体质量损失量与其初动量之间存在与弹体材料强度相关的近似线性关系,弹体初速度越高、弹体材料强度越低,弹体头部侵蚀越严重,质量损失量越高。伴随着头部侵蚀的是弹体结构的破坏、侵彻深度的降低。相比于侵彻深度转变前的弹体,转变后的弹体发生了严重变形和长度的缩短,呈现出“可变形/头部侵蚀”弹体侵彻特征。与石灰石混凝土相比,侵彻石英石混凝土的弹体侵蚀更为严重,头部轮廓变化明显。最后阐述了弹体头部侵蚀与混凝土骨料的切削作用关系。     

弹体侵彻岩石-混凝土复合靶数值分析

为研究弹体高速侵彻花岗岩-C60混凝土复合靶板的侵彻规律,通过显示动力学软件LS-DYNA建立了尖卵形弹体侵彻复合靶板的数值仿真模型,分析了不同入射速度,不同靶板倾角下弹体高速侵彻复合靶板作用过程,得出弹体速度、靶板倾角对弹体侵彻复合靶板的影响规律。由仿真结果可得：弹体余速随入射速度的增加呈现先增大后减小的趋势,弹体磨蚀率随入射速度的增加呈现增大的趋势。当弹体入射速度一定时其偏转角随靶板倾角的减小呈现增大的趋势,且弹体侵彻第2层靶板时其偏转角较第1层靶板还有所增加。弹体过载与入射速度呈正相关且与弹体质量磨蚀有关,当弹体弯曲时弹体过载会上升。     

降低终点弹道偏转效应弹体结构设计

针对弹体侵彻过程中弹道偏转现象,开展了降低弹体弹道偏转效应研究.设计了一种锥形结构实验弹体,对其侵彻混凝土靶板过程中受力情况进行了分析,锥形结构弹体侧壁力矩有助于降低弹体侵彻过程的弹道偏转程度;采用130 mm轻气炮开展了锥形实验弹体侵彻混凝土靶板实验,并与普通直杆形弹体侵彻结果进行了对比.实验结果表明,锥形弹体侵彻弹道的偏转程度小于普通直杆形弹体,锥形弹体在斜侵彻以及高速侵彻厚目标情况下,将有更好的侵彻性能.     

带直槽弹体对混凝土靶体的侵彻机理分析

文中就一种新型结构弹体即带排屑槽的弹体,基于球形膨胀及动能守恒理论,建立了带槽弹体垂直侵彻混凝土靶的动力学方程,并研究了带槽弹体和混凝土相互作用规律,对比了带槽弹体与普通弹体对混凝土靶的相互作用,通过理论分析计算,得出在600~1 000 m/s的速度范围内,带槽弹体侵彻效果优于无槽弹体,且与弹体预制刻槽数成正比。文中研究结果可为新型侵彻战斗部的设计提供参考依据。     

弹体形状对侵彻弹道的影响分析

为了避免弹体非正侵彻时侵彻弹道失稳,提高弹体侵彻深度,通过理论计算和数值仿真分析了柱形弹体和不同半锥角的锥形弹体的侵彻弹道,由于锥形弹体相比于柱形弹体,增大了与弹道洞壁的接触面积,产生的稳定力矩削弱了偏转力矩的不利影响,因而锥形弹体提高了侵彻弹道稳定性,弹道偏移量随着弹体半锥角的增大而减小,且存在一个最优半锥角使得垂直侵深最大。