为探究药粒冲击破碎现象对埋头弹火炮发射过程产生的影响,忽略火药药粒的差异性与不一致性,根据火药冲击挤压破碎机理,提出一种新的与火药形状相关的理论方法,利用火药形状参数变化模拟药粒破碎过程; 埋头弹一维两相流仿真研究中应用此药粒破碎模型,预测发射药粒破碎在点传火过程中对埋头弹内弹道性能的影响,完善埋头弹火炮独特的装药结构以及点火理论基础,增强其发射安全性。通过仿真火药颗粒未发生破碎与发生破碎的模拟结果比较表明,在埋头弹火炮点火异常下,发射过程中膛内局部药粒冲击破碎会使得挤压应力飙升, 最大值从25.7MPa升至35.1MPa,上升了36.6%; 火药燃面比例显著增大, 破碎度最高达5.8; 膛压猛增并有可能产生异常压力,最大膛底压力和最大弹底压力分别是未破碎的1.069倍及1.047倍; 易引发大振幅的压力波以及波动剧烈的压力波,压力波最大负峰值从-2.6MPa降至-11.0MPa; 膛内气固两相运动更为复杂多变,炮口初速由1146m/s增至1163m/s。

为解决添加高能固体组分的球扁发射药存在低温膛压偏高的问题,在不降低发射药能量的前提下,用纤维素甘油醚硝酸酯(NGEC)部分替代硝化纤维素,通过挤压成型工艺,制备了含有NGEC的球扁发射药,并对其外型、燃烧性能、内弹道性能、感度进行了研究。结果表明,添加NGEC后,球扁药药粒的外型均一、药粒尺寸一致性较好; 球扁发射药的燃烧呈现出渐增性,且具有一定的钝感性,撞击感度降低了30%; 内弹道性能得到改善,在+15、+50、-40℃时,最大膛压平均值分别降低10%、8%、15%,低温力学性能得到提高; 在-40℃、破碎率为50%时,冲击高度和抗冲击强度分别提高了10.52%、17.32%。因此NGEC有望应用于球扁发射药。

为了预估发射装药的内弹道性能,建立了一种基于密闭爆发器试验检测发射药的静态燃烧性能参数进而预测其装药内弹道性能的方法,采用不同批次的单樟-5/7发射药进行了装药性能预估计算,并基于30mm火炮对内弹道性能预估精度进行了试验验证。结果表明,采用所建立的基于密闭爆发器试验的发射装药内弹道性能预估方法计算获得的最大膛压为376.0MPa,与试验测试的膛压平均值388.7MPa的计算误差为3.27%; 计算的炮口初速为1143.5m/s,与试验测试的炮口初速平均值1156.3m/s的计算误差为1.11%。所建立的基于密闭爆发器试验的发射装药内弹道性能预估方法具有较高的精度,可对发射药样品不同批次间的内弹道性能进行高效精确的预估,为长期贮存发射药使用寿命的判定及发射药产品的出厂校验提供了一种高效低成本的弹道性能评价方法。

论述了国内外降低发射装药弹道温度系数技术的研究进展，主要包括采用机械压扁技术、包覆技术、表面包覆双基（SCDB）发射药技术、挤压浸渍（EI）技术、挤压复合低敏感（ECL）技术等实现燃面补偿可以降低发射装药弹道温度系数；对低温度系数（LTC）发射药的药型进行设计优化可以使不同温度下的燃速基本保持一致，从而降低发射装药弹道温度系数；电热化学发射技术能够通过调节输入能量精确实现对温度变化的补偿，显著降低发射装药弹道温度系数。结合降低发射装药弹道温度系数的基本原理，总结了不同技术途径降低发射装药弹道温度系数的调控机制。基于上述论述，今后可开展对ECL发射药、SCDB发射药的研究，进一步增强对等离子体与发射药相互作用机理以及电源的小型化研究。附参考文献62篇。

针对弹体斜侵彻弹道发生偏转的问题，建立了战斗部侵彻多层混凝土靶的计算模型，计算了攻角-4°～4°和着角0°～30°范围的侵彻弹道轨迹和弹道参数；讨论了攻角、着角对弹道偏转的影响规律，并通过多层靶的侵彻实验，验证了计算模型的正确性。结果表明，攻角和着角都会使弹道发生偏转，当攻角引起的弹道偏转与着角引起的偏转方向相反时，就会抑制侵彻弹道的偏转；当二者引起偏转的方向相同时，就会激化弹道的偏转；当着角与攻角方向相反时，若着角与攻角的数值大小满足5~10倍的关系，则可能使侵彻弹道偏移位移达到该着角条件下的最小值。

The desire for increased performance from guns is driving the charge designer towards charges that present challenges to numerical modelling. There is a pressing need for accurate, validated ignition and combustion models that can be used to predict the performance of advanced charges and ensure pressure waves are not developed or, if they are, then they can be managed. This paper describes efforts to model complex charge designs using a two-dimensional axi-symmetric multi-phase flow internal ballistics model.

以一种中高燃速改性双基推进剂配方为基础配方，添加不同粒度的Al₂O₃及不同品种的内弹道稳定剂，研究了6~20MPa下推进剂燃速和燃速压强指数的变化规律，并对其燃烧机理进行了分析。结果表明，添加Al₂O₃后推进剂的燃速降低,且随着压强的升高，燃速降低的幅度减小；不同品种的内弹道稳定剂对燃速及燃速压强指数降低和提高的幅度不同，TiO₂提高了推进剂高压段的燃速，MgO几乎不影响推进剂燃速，而Al₂O₃、ZrO2均降低了推进剂的燃速。添加不同粒度的Al₂O₃后，均使燃烧表面的催化剂含量（浓度）降低，改变了催化剂的催化效率，从而导致添加芳香铅A催化剂的推进剂中Al₂O₃粒径分别为10μm和2.5μm时，燃速相应降低0.25mm/s和1.25mm/s。不同品种的内弹道稳定剂对燃烧表面催化剂含量、分散均匀性、催化活性的影响不同，TiO2、MgO的活性高于Al₂O₃和ZrO₂，从而表现出添加TiO₂、MgO的推进剂燃速高于添加Al₂O₃、ZrO₂的推进剂。

针对目前火箭弹道实时融合方法抗干扰性差、对初值敏感、依赖于理论弹道方程等问题,从测量误差的统计特性出发,证明了从有限样本构造的高斯核密度估计函数最大值点是产生该组样本高斯分布期望的无偏估计量这一结论,提出了一种基于高斯核密度估计函数最大值点跟踪的方法:根据各设备的测量数据构造高斯核密度估计函数,将弹道融合问题转化为求该函数最大值点的问题; 由于经典的迭代求解法耗时较长,对前一帧估计结果进行平移采样,将采样结果作为当前帧最大值点的近邻进行一阶泰勒估计,最后取核函数值最大的估计位置,从而完成跟踪。对方法的有效性进行了理论分析,并与经典迭代法的时间消耗进行了对比理论计算。结合实验从抗干扰性、初值敏感度、伸缩性能、稳定性方面,与目前的选优法、样条约束法、无迹卡尔曼滤波法进行比较,证明了该文方法具有估计精度高、鲁棒性强、可扩展性强、平滑度高的优势,且满足实时性要求。

为了解决运载火箭末级小推重比情况下最优弹道设计的问题,达到火箭入轨速度损失更小、消耗推进剂更少的目的,采用更加准确的线性引力场模型,通过简化偏航程序角和协态变量,将真空飞行段最优推力方向转换为含有5个约束条件的两点边值问题进行求解,进而通过积分运动方程得出最优弹道。此外,结合运载火箭飞行的特点对迭代初值进行了研究,提出了协态变量和火箭飞行时间初值的设置方法,并归纳出基于线性引力场的运载火箭全程飞行弹道设计思路和设计流程。仿真结果表明:在正常推重比情况下该方法与传统方法的设计结果吻合,俯仰程序角基本呈线性变化; 在给定的小推重比情况下,该方法速度损失更小,相比传统设计方法和迭代制导仿真可分别节省推进剂2.9%和2.1%,同时俯仰程序角已不能按线性化规律来设计。该设计方法具有较好的收敛性能和优化效果,对小推重比情况下的弹道设计具有良好的适应能力,可应用于运载火箭上升段全程弹道设计,也可为运载器在线轨迹规划等提供新思路。

升力式飞行器助推段弹道设计面临着复杂大气飞行环境下多约束耦合条件下的运载能力优化难题,需要在满足分离高度、攻角量值与变化率限幅、入轨点高度与倾角等约束下,通过设计助推段程序角,使得入轨点速度最大。为了寻求一种快速解决这一问题的工程设计方法,以三级固体运载器为研究对象,提出了升力式飞行器助推段多约束弹道设计方法,通过设计助推段弹道模式制定了设计变量,梳理确定了助推段约束条件,建立了多约束下以入轨速度最大为目标的优化模型。通过分析设计变量与约束条件的耦合关系制定了高效的优化流程,并以牛顿迭代法确定优化初值,且以序列二次规划法开展优化仿真。仿真获得了满足多约束条件下的优化解,入轨速度提高了3.1%,验证了升力式飞行器助推段弹道设计方法的正确性和优化求解流程的有效性。升力式飞行器助推段多约束弹道优化设计方法具有较强的工程实用性,模型建立方法与优化求解流程可为其他优化问题提供参考。

传统L1惩罚序列凸规划算法(LPSCP)在进行制导炮弹弹道规划时,线性近似误差大,导致目标函数曲线震颤,难以收敛到最优解。针对此问题提出了一种改进的L1惩罚序列凸规划算法(ILPSCP)。ILPSCP算法引入指数衰减的相对信赖域宽度和带上界的惩罚系数,消除了目标函数的震颤。以一般化控制能量最优轨迹规划模型为研究对象,利用Radau伪谱法离散连续变量,线性凸化非线性动态方程,建立标准凸优化模型。以制导炮弹纵向平面内滑翔弹道模型为仿真实例,分别采用传统的LPSCP算法、提出的ILPSCP算法和非线性最优化通用工具箱GPOPS2 3种方法进行仿真对比。结果表明:ILPSCP算法成功解决了传统LPSCP算法震颤和不稳定等问题; 同时ILPSCP算法的仿真结果与GPOPS2的仿真结果高度重合,证明了提出的算法对求解复杂弹道规划问题的有效性。

为优化弹体头部外形,减小侵彻过程头部侵蚀对弹道偏转的影响,进而提升弹体斜侵彻多层靶弹道稳定性,设计了一种复合式侵彻体,利用ANSYS/LS-DYNA,计算了复合式侵彻体以500～800 m/s速度侵彻3层间隔钢靶的弹道偏转情况,对比了复合式与整体式侵彻体弹道偏移量,探讨了帽罩材质对复合式侵彻体弹道的影响机制,并进行了实验验证。结果表明:在500～800 m/s速度范围内,复合式侵彻体侵彻各层及最终弹道偏移量均明显小于整体式侵彻体,随着侵彻速度由500 m/s增加至800 m/s,弹道稳定性分别提升54%、50%、60%和32%; 在500 m/s侵彻速度下,35CrMnSiA帽罩复合式侵彻体弹道偏移总量略小于93WNiFe帽罩复合侵彻体,当速度增大至800 m/s时,93WNiFe帽罩复合式侵彻体的弹道最终偏移量小于35CrMnSiA帽罩复合式侵彻体。

为了满足某多级杆式空气发射系统的研制需要,建立了多空气瓶动力源时序开阀供气的多级杆发射系统的内弹道仿真模型,设计了模型正确性验证试验方案,开展了该系统的内弹道仿真与试验研究。描述了多级杆式空气发射系统的设计原理,根据该发射系统的工作原理,借鉴经典枪炮零维内弹道模型,建立了该空气发射系统弹射过程的内弹道模型,进行了通用工况的仿真模型研究。设计了多级杆式空气发射系统内弹道模型正确性校验试验方案,开展了3 000 kg配重的弹射试验,测量了弹射过程中的内弹道压力参数,结合试验开展情况讨论了该发射系统的内弹道特点,提出了空气发射系统中管路及阀门应注意的事项。将仿真计算的结果与试验测试数据进行对比分析,结果表明计算结果与试验结果吻合较好,满足多级杆式空气发射系统的研制需要。所建立的内弹道模型可指导特定发射需求气瓶初始压力及开阀控制时序的参数制定,对某多级杆式空气发射系统的研制具有参考意义。

为了解决实时弹道测量数据滤波过程中量测噪声统计特性未知且时变的实际问题,对Sage-Husa算法进行了多种改进,提出了改进的Sage-Husa自适应卡尔曼滤波(improved Sage-Husa adaptive Kalman filter,ISHAKF)算法。该算法将量测噪声协方差估计矩阵变换为半正定矩阵和正定矩阵之和的形式,保证了量测噪声协方差估计矩阵的正定性,消除了量测噪声协方差估计矩阵非正定导致滤波异常的缺陷。设计了一种自适应遗忘因子,提升了滤波收敛速度,解决了量测噪声统计特性突变时Sage-Husa算法收敛较慢的问题。对卡尔曼增益矩阵进行了抗差改进,增强了算法的鲁棒性,削弱了野值对滤波效果的影响。分别对正定性改进、遗忘因子改进和抗差改进进行了对比仿真实验,对比结果验证了Sage-Husa算法改进的正确性和有效性。通过ISHAKF算法的实例应用,证明了该算法在实时弹道滤波上,具有更高的实时性、自适应性和抗差性,滤波效果提升明显。

针对传统迫击炮弹落点精度差,打击精度低,设计了迫击炮弹弹道修正算法,采用摄动落点偏差预测法、自适应比例导引法、自适应比例微分导引法对弹道进行修正。建立了六自由度弹道模型及控制模型,阐述了摄动落点偏差预测法和比例导引法基本原理; 针对比例导引律中常值比例系数不符合实际弹道变化的特点,在纵向平面设计了自适应比例导引律,横向平面设计了自适应比例微分导引律。采用蒙特卡洛模拟打靶仿真验证,考察制导律在纵向平面、横向平面以及复合制导的修正能力。仿真结果表明,在纵向平面,自适应比例导引律效果最好; 在横向平面,自适应比例微分导引律效果最好。仿真分析了3种制导方法的复合制导效果。仿真结果表明,在纵向平面升弧段采用摄动落点偏差预测制导方法,以及在降弧段纵向平面采用自适应比例导引律、在横向平面采用自适应比例微分导引律的复合制导能力得到有效提升,迫击炮弹落点圆概率误差从无控时的126.317 m降为0.965 5 m。大射角、小射程条件下模拟打靶,圆概率误差为1.864 3 m。

二维弹道修正弹气动力特性的研究是求解二维弹道修正弹弹道、分析二维弹道修正弹飞行稳定的基础,是实现精准控制、减小散布必要的理论支撑。该文对二维弹道修正弹的力学特性进行了分析,采用弹翼组合体气动特性工程计算方法,建立二维弹道修正弹气动计算模型,对二维弹道修正弹的升力和阻力进行计算。计算结果与CFD仿真结果对比,误差均小于10%,模型具有较好的可靠性。采用遗传算法,结合二维弹道修正弹气动计算模型,分析了舵偏角和滚转角对二维弹道修正弹升阻比的影响。结果表明,舵偏角越小,全弹的最优升阻比越大,最佳攻角越大,气动能力越好。当攻角大于10°且滚转角为180°时,全弹具有更好的气动能力。

为了得到某型弹道修正弹的落点散布规律和射击精度评定方法,以蒙特卡洛打靶获取的落点数据为基础,通过基本的数值统计分析、直方图法、概率纸法、偏度峰度法以及SPSS软件分析等方法,对修正弹落点散布情况进行统计分析,确定了其散布服从二维正态分布,得到了相应的概率密度函数,对比了修正弹与无控弹的射击精度。结果表明,弹道修正弹射击精度的评定可以采用与无控弹同样的指标和计算方法,为修正弹项目验收的射击精度评定部分以及后续的作战使用提供了理论和技术支撑。

为了提高人形机器人智能化程度,进一步对机器人导航进行研究,将弹道曲线应用于机器人导航控制,建立了弹道曲线航道模型和人形机器人弹道曲线航道北斗导航模型,提出了人形机器人弹道曲线航道北斗导航算法,研发了人形机器人弹道曲线航道北斗导航系统,给出了人形机器人弹道曲线航道北斗导航控制原理,通过仿真和实验进行了验证。结果表明:提出的弹道曲线航道模型、人形机器人弹道曲线航道北斗导航模型是合理的,给出的人形机器人弹道曲线航道北斗导航系统可实现人形机器人弹道曲线航道北斗导航,该系统将进一步提高人形机器人的智能化水平。

为了研究导弹发射系统发射内弹道特性,采用Fluent软件建立了内置式发射动力系统发射过程仿真模型,使用动网格技术模拟了导弹在发射筒内的运动过程,通过发射系统流场及固体壁面间的热-流耦合计算,得到了导弹发射出筒过程中的能量利用系数。仿真所得的内弹道结果能较好地与试验结果吻合,发射动力系统耗散的热量约为发射筒耗散热量的1/4。所建立的仿真计算模型可为后续仿真工作提供参考,计算所得的能量利用系数可为发射内弹道预示计算提供依据。

针对惯导测量弹道数据存在累计误差的不足,基于最优模糊系统构建了惯导测量弹道修正模型。通过遥测弹道数据和高精度GNSS数据构造的输入-输出数据对进行模糊系统设计,以导弹飞行试验的高精度弹道数据和惯导测量数据作为学习目标和样本来训练模型,采用最近邻聚类法建立修正模型模糊规则库。以惯性高度修正为例,验证了该方法的有效性,补全了光测和GNSS测量缺失段落的外弹道处理数据,修正了惯导测量弹道数据随时间累积的误差。

为开展93W钨合金破片对616装甲钢侵彻性能的研究,通过弹道枪试验分别对立方破片(底面为正方形)和圆柱破片进行了弹道极限速度测试,并基于试验结果对理论公式进行了修正,修正后的公式可应用于预测破片弹道极限速度。将仿真结果与试验结果进行了对比,验证了材料的可靠性,根据破片初速及剩余速度建立回归方程,外推得到破片的弹道极限速度,并进一步研究了无量纲弹长及无量纲靶厚对弹道极限速度的影响。结果表明,当确定破片及靶板的材料后,弹道极限速度仅与无量纲弹长和无量纲靶厚有关; 当无量纲弹长与无量纲靶厚确定后,破片形状对弹道极限速度的影响非常明显,立方破片更容易穿透靶板。当无量纲靶厚为1.6时,破片正侵彻12 mm厚度的靶板,弹道极限速度随破片无量纲弹长的增加而加大,且无量纲弹长每增加0.1,破片的弹道极限速度增加约45 m/s; 当无量纲弹长为1.0时,破片正侵彻不同厚度的靶板,弹道极限速度随无量纲靶厚的增加而加大,且无量纲靶厚每增加0.1,破片的弹道极限速度增加约50 m/s。

为使制导炮弹在不同飞行状态均保持较优的气动外形,提高飞行效率,增加射程,设计了一种变体制导炮弹,并开展气动参数计算、气动特性分析和弹道仿真等研究。首先根据设计指标确定变体制导炮弹的气动布局,通过迭代优化确定弹翼、鸭舵、尾翼的具体参数,并描述其控制方式和弹道特点; 随后利用工程化算法计算变体制导炮弹的气动数据,分析升力系数、阻力系数和静稳定度等参数与弹翼外形变化之间的关系; 最后根据气动特性分析的结果为所设计的变体制导炮弹制定变体方案,采用hp-自适应伪谱法,分别对变体制导炮弹和固定外形制导炮弹以射程最大为目标进行弹道优化。结果表明:所设计的变体制导炮弹满足设计指标,具有良好的气动特性和操纵性,弹道计算结果表明通过引入变体飞行技术可以使射程提升10%～22.5%,研究结果可以为今后变体制导炮弹的研究提供参考。

为增加亚音速巡航导弹的有效航程,提出一种往复式滑翔增程弹道方案。基于已有的气动参数建立水平直飞巡航弹道与往复式滑翔巡航弹道模型,对比分析2种弹道方案的有效航程及其特性,从能量守恒角度出发研究往复式滑翔的增程原理。进一步研究初始飞行马赫数、初始弹道倾角以及初始飞行高度对往复式滑翔弹道增程特性的影响。研究结果表明:往复式滑翔弹道能够有效增加导弹航程,相比于常规水平直飞弹道的最大飞行距离,往复式滑翔弹道的增程效率达到100.42%; 在往复式滑翔弹道能够成功的前提下,初始飞行马赫数越大,初始弹道倾角越小,初始飞行高度越低,往复式滑翔弹道的增程效率越明显。

为了解决航天靶场实时外测弹道人工拣择带来的不准确、不稳定、鲁棒性不强以及缺乏参考标准等缺点,以提高指控中心指挥决策的准确性和高效性,应用空间坐标变换理论和经典动力学理论分别构建了遥测角度同外测速度、遥测视加速度同外测加速度的关联模型,建立遥测信息同外测弹道信息的关系,提出了一种基于遥测信息的外测弹道择优方法。以某火箭理论弹道数据和理论遥测数据为输入,对遥测角度同外测速度、遥测视加速度同外测加速度的关联模型进行仿真验证,由仿真结果可知关联模型的误差很小,从而验证了关联模型的正确性。最后以火箭实际测量外测弹道数据、遥测参数信息为输入,应用弹道择优方法得出全局择优弹道,将全局择优弹道、其他局部外测弹道同事后高精度弹道进行比较,由比较结果可知全局择优弹道的综合误差最小,从而验证了择优方法的有效性和正确性。基于遥测信息的外弹道择优方法正确建立了某些关键遥测信息同外测弹道信息的关联模型,能够选择出精度较高的外测弹道,从而能够为指控中心提供更多的弹道择优辅助决策手段,具有较强的理论应用价值。

当射手存在无意识的侧倾射击习惯,或由于执行任务时的地形环境限制,需要操作枪面侧倾进行射击时,以瞄准线为基准,枪面的侧倾导致枪口的空间位置变化,从而弹道垂直面和水平面变化引起弹着点的偏移。为确定枪面侧倾射击时瞄准镜的装定方法,以某型7.62 mm高精度狙击步枪为研究对象,利用三维设计软件的空间建模功能,建立射击诸元坐标系,采用几何方法分析了枪面侧倾对外弹道的影响和弹着点偏差分布规律,推导出了枪面侧倾射击时的弹着点偏差计算公式,研究了弹道修正方法,提出了计算弹道修正量的方程组,指出了射手操枪射击时的注意事项和训练要点。在100 m射距处,设计并进行了枪面侧倾射击时的弹着点偏差和弹道修正试验,对实验结果进行了分析,以期为某型7.62 mm高精度狙击步枪在实战应用中进行枪面侧倾射击提供弹道装定参考,同时提供了一种测试弹丸偏流值的新方法。

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。

为研究末弹道参数与杀伤面积之间的复杂关系,以达到优化末弹道参数的目的,对破片飞散过程进行分析,为描述破片飞行轨迹建立了破片飞散模型,得到破片的落点,然后通过统计地面有效破片数,求解战斗部在不同末弹道情况下的杀伤面积,得到1 225种末弹道组合下的杀伤面积,最后基于这些数据,利用极限学习机(ELM)得到1 903 993种末弹道组合的计算结果。计算结果表明:当极限学习机的激励函数采用sigmoid函数,隐藏节点数在200个以上时,决定系数能够达到0.9以上,求解时间远远小于1 s,求解得到的最优末弹道参数对应的杀伤面积从优化前的438.1 m²上升至优化后的541.2 m²。

为了准确表征破片弹道,基于质点弹道方程和经典破片阻力公式建立了破片运动方程,对典型工况的钢破片和钨破片外弹道特性进行了计算分析。结果表明破片最大射程对应的射角约为21°; 随着破片初始射角的增大,破片落地动能先急剧减小,在约10°射角后又缓慢增加。采用抛物线和射线2种形式的计算方法分析了典型破片在不同初始射角条件下的落地动能和最大射程,该方法对破片最大杀伤半径、破片的毁伤效能评估、杀爆战斗部动静爆试验靶场布置位置的合理性和弹药储存安全距离的判断等方面具有一定参考价值。

为了提高埋头弹药轻量化程度及发射过程的能量利用率,将可燃药筒材料应用到埋头弹药的结构中。基于二次点火和火药程序燃烧技术,将可燃药筒简化为变燃速片状药,并作为混合装药中的一种,建立了半可燃药筒埋头弹零维内弹道模型。对105 mm埋头式榴弹射击试验进行数值模拟,验证了所建模型的正确性。在此基础上对105 mm半可燃药筒埋头式穿甲弹的内弹道性能进行预测分析,得到最大膛压为537.5 MPa,炮口初速为1 667 m/s。

针对无控火箭弹的内弹道优化问题,以增加射程为目标,在发动机总冲恒定的约束条件下,分别建立了固体火箭发动机单室单推模式和单室双推模式的内弹道数学模型和优化模型,采用改进的混合粒子群优化算法,对固体火箭发动机的内弹道特性进行优化设计,求得了全局最优解。仿真结果表明,提出的混合粒子群优化算法具有较好的全局寻优能力和鲁棒性,是解决固体火箭发动机内弹道优化问题的有效方法; 设计的优化策略将某型122 mm无控火箭弹的最远射程提高了3.75%～4.45%,仿真结果对无控火箭弹的总体设计具有一定的理论指导意义。

为了优化钝形弹头激波针外形设计,在超声速条件下实现显著减小气动阻力,有效提高全弹飞行速度的目的,采用数值模拟方法研究了亚、跨、超声速范围内球头激波针外形参数对减阻效果的影响及其流动机理,并以最大落地速度为优化目标,基于气动/弹道耦合方法对激波针外形参数进行了优化。结果表明:亚、跨声速范围内,由于激波针产生的附加阻力较大,使得全弹阻力系数增大,激波针无减阻效果; 超声速时,激波针的减阻效果明显,且随马赫数的增大,最佳减阻外形的长度增大,半径减小。基于气动/弹道耦合的激波针外形优化方法充分考虑了气动阻力对飞行弹道的影响,优化后全弹落地速度、射程增幅提高10.0%左右。同时,在计算范围内增加激波针对全弹升力特性、静稳定性的影响均较小。

基于摄动落点偏差预测的弹道修正方法具有落点偏差计算精度高,弹上计算量小等优点。研究了基于该理论在二维弹道修正应用中相关的系列问题。基于多元函数的泰勒级数展开理论,推导了完整的摄动落点偏差预测理论模型。基于摄动偏差理论提出了一种修正步长自适应的射角诸元快速求解方法,一般循环解算弹道模型不超过3次即可得到落点误差不超过1 m的射角诸元。基于不同弹道位置上平均弹道误差,给出了偏导数求解中弹道偏差设置方法。提出了一种动态弹道偏差阈值修正方法,选用该方法进行弹道修正,平均弹道修正次数减少29.1%,而弹丸落点CEP增大不明显。

为了进一步研究二次燃烧对燃气弹射内弹道的影响,采用三维非稳态雷诺平均Navier-Stokes方程和重整化群湍流模型对燃气弹射过程进行数值研究,运用动态分层动网格技术模拟尾罩的运动。与实验结果对比表明,二次燃烧工况获得的内弹道参数更接近实验值。数值研究结果进一步表明:多组分工况获得的燃气与空气接触面光滑,而二次燃烧工况接触面呈现褶皱现象; 初容室内氧气质量分数的变化规律表明,二次燃烧现象发生在燃气发生器工作后的0.2 s内。受初容室内二次燃烧影响,弹射加速度呈现初期时二次燃烧大于多组分工况,后期多组分工况大于二次燃烧工况现象; 二次燃烧现象提前了飞行器的出筒时间,减小了飞行器的出筒速度。

为研究高旋二维弹道修正弹舵控后的攻角与速度偏角的特性,通过在无控弹角运动基础上增加控制组件提供的控制力和力矩,建立了其角运动方程,对起始扰动作用、瞬时控制力作用、长时间控制力作用下的弹丸攻角、速度偏角规律进行了分析。数值计算结果表明:高旋二维弹道修正弹受瞬时控制力作用时,产生的平衡攻角、平均速度偏角的方向与瞬时控制力方向大致相反; 在固定方位舵控力长时间作用下,平衡攻角、平均速度偏角方向与控制力方向近似成180°,相差一个小的角度; 攻角运动是由舵控力产生相反方向的攻角与重力产生向右的动力平衡角合成的,该攻角运动规律将影响弹道的质心运动。研究结果为高旋二维弹道修正弹的控制策略与控制方案设计提供了理论依据与参考。

为了提高弹药射击精度,采用脉冲推冲器和阻力板作为修正执行机构对弹道进行修正。针对不同修正方案,建立了各自对应的的六自由度弹道模型,设计了以落点预测为基础的控制策略。在分析、比较单一执行机构弹道修正特点的基础上,提出了组合修正方案。以某型火箭弹为应用对象,对不同修正方案的弹道修正效果进行了仿真实验。结果表明:脉冲推冲器对横向偏差修正效果明显,对纵向偏差修正能力不足; 阻力板对纵向偏差修正效果明显,无法消除横向偏差; 组合修正方案对横向偏差和纵向偏差都具有较好的修正效果,能将火箭弹的圆概率误差提高到28 m。最终通过飞行试验对上述结论进行了验证,结果验证了组合修正方案对弹道修正的有效性。

为了克服独立编程实现内弹道两相流程序存在仿真周期长、代码复用率低以及不具备复杂计算域求解能力等缺陷,该文在开源有限体积软件(OpenFOAM)框架中开发了三维内弹道两相流求解器; 对内弹道两相流求解器正确性展开了三方面验证,即压力波捕捉能力验证、全域守恒性验证、内弹道试验验证; 对中心炸管式抛撒系统点传火过程进行了仿真分析。仿真与试验对比结果表明,该文所开发的三维求解器为内弹道问题数值分析提供了高效且具备求解复杂计算域能力的仿真工具。

针对现有鱼雷过靶弹道测量技术受海况影响大和建设维护难的问题,利用鱼雷电磁场辐射源作为定位信号,提出了一种基于最小二乘拟合法的鱼雷定位测量方法。该方法通过在靶船两舷布设磁传感器阵列测量鱼雷辐射电磁场以推算鱼雷位置,分别模拟鱼雷纵穿过靶、横穿过靶、斜穿过靶3种态势,利用最小二乘法按时序将坐标点拟合形成鱼雷近场航行轨迹(即过靶弹道)。采用该方法进行了陆上试验验证,结果表明该方法可满足鱼雷典型过靶态势下的定位精度要求,在鱼雷研发、部队训练、靶场建设等方面有实际应用价值。

为研究火炮烧蚀磨损对内弹道性能的影响,基于烧蚀磨损理论,建立了经典内弹道模型和火炮烧蚀模型。针对某火炮的试验结果进行了数值模拟,获得的不同磨损量条件下启动压力变化规律与实测结果相吻合。在此基础上,数值分析了多参数变化对火炮内弹道性能的影响。结果表明:身管烧蚀磨损会导致弹丸速度和火炮膛压减小; 增大装药量后,随着身管磨损量增大炮口相对初速减退量减小; 增大火药力后,随着磨损加剧炮口相对初速减退量增大; 全装药条件下,射弹数达到约420发时,炮口初速相比于新炮下降了7.53%,达到身管报废标准,此时身管报废。

发射反空空导弹拦截来袭导弹是未来空战时作战飞机的一种重要自卫手段。为研究反空空导弹的拦截性能和计算其有效拦截区,推导了敌方飞机、来袭导弹、自卫飞机和反空空导弹的数学模型,建立了来袭导弹攻击自卫飞机和反空空导弹拦截来袭导弹的空战仿真平台,解算了反空空导弹的拦截区。仿真结果表明,典型空战条件下,反空空导弹对来袭的中远程空空导弹存在有效的拦截区,反空空导弹拦截区的大小与反空空导弹性能、发射前置角、自卫飞机的规避机动、来袭导弹发射距离等因素密切相关,在拦截区内发射反空空导弹,能够极大地提高自卫飞机的战场生存能力。

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。