为了能定量揭示弹丸旋转对马格努斯效应的影响,数值模拟了旋转弹丸在不同来流与转速条件下的流场分布,分析了马格努斯现象的产生机理,以及通过弹体表面压力分布分析了旋转对各气动力的影响,得知旋转对升阻力影响很小,可忽略不计; 得到了攻角、马赫数以及转速变化时马格努斯效应对弹丸表面压力分布的影响。结果表明,弹尾部是影响马格努斯效应的主要部位,小攻角情况下马格努斯力及力矩系数随攻角及转速呈线性变化,而随马赫数增大,旋转效应对弹丸影响越来越小。提出并验证了适用于小攻角、超声速情况下马格努斯力及力矩系数的经验公式,可为相关旋转弹丸的改进与设计提供指导。

传统地地弹道导弹一般只进行俯仰飞行程序设计,所采用的设计模型与方法不能适应变射面飞行程序的设计。针对此问题,在射面转移变换规划的基础上,提出了一种地地导弹变射面飞行程序设计方法,在假设地球为圆球的情况下,建立射面变换飞行程序优化模型,采用hp-RPM伪谱法进行优化设计; 对优化出的离散俯仰/偏航飞行程序数据进行多项式拟合平滑,并建立地球扁率影响修正模型进行修正,最终确定了射面变换俯仰/偏航飞行程序。仿真计算结果表明,优化出的变射面飞行程序有效、可行,证明了设计方法的正确性。

为了减小旋转稳定弹的横向落点散布,对一种采用阻尼片调节弹道偏流的横向修正方案进行了研究。实现横向弹道修正的核心是落点预测,故对该横向修正方案的原理及有效性进行了分析,由此提出落点预测模型应满足的要求。针对无控弹道的升弧段和降弧段,分别推导出相应的弹道解析预测模型,并通过考虑弹丸的动力平衡角和转速特性,建立了一个可计及阻尼片作用的三自由度弹道模型。经后处理的炮射试验数据验证以及不同条件下的弹道仿真,结果表明,该横向弹道落点预测模型在线计算量较小,预测误差约为20 m,可满足工程应用中对落点预测模型计算速度和精度方面的要求。

为了研究抛绳火箭系统的弹道特性,通过对抛绳火箭飞行的运动学描述,根据有限段方法将绳索离散为n个有限段,并进行了分析,考虑火箭和绳索上的作用力:重力、火箭所受推力、空气阻力、绳索末端所受拉力等,建立了基于Kane方法的抛绳火箭系统的动力学模型。数值实例表明:该动力学模型能够有效地实现抛绳火箭飞行过程的数值仿真,揭示了射角从25°到65°变化时,系统弹道轨迹、速度、弹道倾角、绳索状态等变化规律。该动力学模型的建立为下一步研究绳子对抛绳火箭飞行的扰动以及抛绳火箭的制导、飞行控制提供了重要理论支撑。

基于经典弹道方程,建立了旋转伞系统的复偏角方程和复摆动方程,研究了旋转伞系统在小扰动下的角运动规律。在此基础上,给出旋转伞系统角运动的扰动方程,分析了伞系统主要参数——阻力系数、导旋力矩系数、伞特征长度及载物质量等对运动稳定性的影响。结果表明:旋转伞系统的运动稳定性优于非旋转伞系统; 旋转伞系统的运动稳定性与转速、伞特征长度、载物质量等参数密切相关。研究结果可为旋转伞系统的设计和应用提供参考。

为了辨识惯性导航测量的发射原点位置和初始速度的误差,利用外弹道起始时刻数据和遥测视加速度,建立前推的非线性微分方程计算发射原点和初始速度。利用迭代计算降低模型误差源对辨识精度的影响,建立了仿真数据; 利用仿真数据给出模型的逼近精度,利用蒙特卡洛方法给出模型辨识精度。实验发现,微分方程的起始点应该选择在时间靠前且加速度变化平稳的位置; 待辨识原点误差对辨识精度没有影响,辨识精度只与外测起始点误差和遥测视加速度误差相关; 如果在遥测上面添加系统性偏差,那么初始点选择越靠前越好; 发射方位角偏差不大于0.001 rad对原点误差辨识的影响可以忽略。

采用数值模拟方法,研究了一尾翼固定的鸭式布局弹箭舵尾间距以及鸭舵安装位置对滚转特性的影响。分析了其流场特性与气动特性,结果显示,固定尾翼鸭式布局弹箭的舵尾间距对滚转控制特性有较大的影响,且舵尾间距越小,鸭舵下洗诱导尾翼产生反向滚转力矩越大,鸭舵滚转控制效率越低; 鸭舵安装位置对滚转特性亦有较大的影响,安装在圆柱段上较安装在圆锥段上,其滚转力矩系数在跨音速得到提升,在亚音速和低超音速都有所下降,超音速时几乎不变。

针对空空导弹攻击区计算的快速性与高精确度之间的矛盾,以及考虑到在真实空战环境中机载计算机对动态攻击区实时在线计算的需要,在改进的进退法的基础上提出了平移数值算法。由改进的进退法计算出无风场干扰、目标不机动时的三维导弹攻击区,采用平移数值算法,计算实战环境中存在风场干扰和目标机动条件下的导弹动态攻击区。仿真结果表明,该平移数值算法具有实时在线与高精确度的特点,可以为实际空战中导弹动态攻击区的计算,以及载机上的空空弹发射系统设计等提供技术参考,并且可以推广到其它各种类型导弹的动态攻击区的实时在线和高精确度的数值计算。

为提高对空中目标的拦截与毁伤概率,提出一种基于分布式多爆炸成型弹丸(MEFP)战斗部的拦截方式,并给出计算毁伤概率的工程算法。通过目标构型分析建立目标等效模型,在此基础上建立分布式MEFP战斗部与等效目标的交汇模型,并利用射击线技术,构建分布式MEFP战斗部对空中目标毁伤概率的计算模型。利用蒙特卡洛方法对毁伤概率进行了仿真。结果表明:弹目交汇距离、EFP速度及目标终点速度对毁伤概率具有较大的影响,研究结果为分布式MEFP战斗部威力设计提供了重要参考。

在爆炸抛撒颗粒群的应用中,颗粒群的速度控制非常重要。针对此问题,通过对几种不同粒径、形状和材料的颗粒进行试验,得到了爆炸驱动的颗粒群对相同距离上纸靶侵彻深度的分布规律。结果显示,颗粒的尺寸是影响其速度分布的最主要因素。尺寸在0.3 mm以下的不规则颗粒对纸靶的侵彻深度呈指数型分布,0.3 mm以上的颗粒近似成正态型分布。进一步分析了颗粒着靶速度和颗粒初速的分布与颗粒对纸靶侵彻深度分布间的关系。结果表明,颗粒的着靶速度、初速与侵彻深度间有相同的分布类型。

采用非线性有限元数值模拟的方法对某大口径火炮弹带挤进过程的力学机理进行了研究。基于Johnson-Cook动态本构模型并结合实验测试数据,在有限元软件ABAQUS中建立了挤进过程的非线性动力学模型,利用显式数值积分算法对弹带挤进过程的非线性动力学进行了数值模拟。通过数值计算,分析了弹带刻槽形成过程,得到了弹丸挤进运动规律、动态挤进阻力及挤进压力值,获得了摩擦性质对弹带挤进过程的影响规律。结果表明:摩擦系数越大,挤进时间越长,挤进阻力越大,对应的挤进压力也就越高。研究结果可为大口径火炮、弹丸和装药设计研究提供一定的参考。

为了设计一种能够发射不同质量载荷的电磁线圈发射器,提出了电磁线圈共架发射器发射过程的内弹道优化设计方法,以发射出口速度、发射过载和能量转换效率为组合优化目标函数,并考虑了发射内弹道过程中平稳加速和过载波动抑制问题,简化了系统设计变量,提出了将多级电路耦合时序转换为电枢位置序列的设计方法,利用MATLAB编写仿真程序,建立了电磁线圈发射器发射过程的电路-电磁场-温度场-机械运动耦合数值模拟系统,并通过实例计算得到满足设计要求的电磁线圈共架发射器方案,验证了电磁线圈共架发射器设计方法的有效性。电磁线圈发射器驱动线圈结构变化系统和电源参数变化系统设计方案满足发射多质量载荷达到给定速度、效率以及过载的共架发射要求。

为了给埋头弹内弹道设计提供理论依据,研究了埋头弹装填参数变化对内弹道过程的影响。基于两次点火及火药程序燃烧控制技术,开展了35 mm埋头弹火炮内弹道性能试验,并建立埋头弹两次点火的内弹道理论模型,计算值与实测值吻合较好。在此基础上,分析了主装药装药量、弹丸质量、药室容积、火药力等参数变化对埋头弹火炮内弹道性能的影响,研究结果对指导埋头弹火炮内弹道设计有一定的参考价值。

为研究掘进侵彻弹形与深度的演绎过程,运用LS-DYNA动力学软件对不同弹形头部、不同着速下掘进侵彻混凝土过程进行了仿真研究,仿真结果表明:低着速时,带切削刃的钻形掘进侵彻方式可提高侵彻深度; 高着速时,卵形弹更具优势; 旋转速度为70 kr/min时,加载速度为350～500 m/s时,带切削槽的卵形弹能使侵彻深度最大; 在较优加载条件时,切削槽的深度对侵彻深度影响最大,斜度影响次之,切削槽的迎靶面形状对侵彻深度影响最小。试验结果与仿真结果吻合较好。

针对固体火箭发动机燃气射流特性,建立了高温高压燃气射流的三维计算模型,采用大涡模拟(LES)对不同尺寸喷管形成的欠膨胀超声速射流流场进行了数值模拟。计算结果表明,超声速燃气射流与周围大气剧烈掺混过程中形成了重复出现拟周期的膨胀压缩波结构。在射流中心轴线上,静压、速度等参数在出喷口后出现了较大的波动,随着离喷口距离的增加,波动幅度逐渐减小至平稳变化。射流速度沿径向开始在核心区基本不变,到剪切层后衰减梯度较大。随着喷管尺寸的增加,射流在轴向和径向的扰动区域都增大。

为研究改性双基推进剂(CMDB)在动态拉伸条件下的力学特性,利用分离式霍普金森实验技术(SHPB)对推进剂进行了动态实验研究。采用滤波整形技术获得了推进剂的动态拉伸载荷-时间曲线,且对实验数据可靠性进行了校验; 通过粘贴在试件表面的应变片直接测得推进剂的动态拉伸应变历程。结合获得的载荷特征曲线,并基于微观结构分析讨论了加载率对推进剂材料的动态拉伸特性影响。结果表明:改性双基推进剂动态拉伸强度具有明显的加载率敏感性,其屈服强度随加载率逐渐增强; 微观结构分析中发现,推进剂屈服强度表现出的加载率敏感性与应力波对其内部微观结构的破坏机理有直接的联系。

为得到沥青混凝土发射场坪在导弹无依托待发射阶段时的准静态响应,采用扩展的线性Drucker-Prager本构对沥青混凝土面层进行建模,进一步建立了无依托发射场坪数值模型,研究了导弹在待发射阶段时发射平台前、后支腿处场坪的粘弹塑性响应、沉降值及应力分布,对发射场坪发生塑性变形的条件进行了探讨,分析了支腿处场坪的蠕变效应和塑性应变间的关系。研究结果表明:在导弹垂直待发射阶段,后支腿处场坪发生粘弹塑性应变,而前支腿处场坪发生粘性和弹性应变; 后支腿处场坪由于发生塑性应变导致其蠕变效应比前支腿处场坪明显; 后支腿处场坪沉降比前支腿处场坪明显,导致发射平台整体前高后低; 支腿处场坪表现为局部沉降,最大应力点位于场坪右侧边界、底基层与土基层交界面处。