为认清无伞末敏弹翼片安装角对其稳态扫描作战指标,如扫描角、扫描速率、扫描范围等的影响,通过四元数方法,建立了无伞双翼末敏弹的运动方程,对其稳态扫描阶段进行了数值仿真与分析。结果表明:相比于传统的欧拉法,四元数方法可避免数值仿真的退化,优化稳态扫描仿真结果; 末敏弹翼片的安装角对扫描角、扫描速率、扫描间距有着重要影响; 随着安装角的增大,扫描角和扫描间距逐渐增大,当扫描角过大时,末敏弹将出现失稳现象。该文研究有助于认清末敏弹的稳态扫描原理,对今后的工程试验具有重要的指导意义。

为了研究助推滑翔导弹针对地面固定目标的快速打击方法,通过受力分析,提出一种新的弹道下压段俯冲弹道模型。采用翻身下压的飞行方式,使导弹主升力面朝下,弹道下压过程中以正攻角下压为主,延后并缩短了负攻角的使用时间,获得了更快的弹道下压速率。以美国CAV-H为研究对象,利用高斯伪谱法进行弹道仿真计算,并与传统弹道下压方式进行对比。结果表明,与传统弹道下压方式相比,翻身下压具有更高的弹道下压效率及在高速飞行的高热流区保持正攻角飞行的特点。对于采用腹部防热设计的助推滑翔导弹,在实现弹道快速下压的前提下,有效杜绝了热流向背部蔓延,提高了俯冲攻击过程中导弹的安全性。

为减小高超声速飞行试验助推段飞行环境的恶劣程度,提出了一种生成三自由度最优弹道的方法。采用基于攻角编码的遗传算法,并用三次样条对攻角-时间历程进行平滑处理。优化过程首先搜索满足窗口参数的可行解,然后以攻角范围、最大动压、最大法向过载等参数为目标函数,以窗口参数为约束,搜索飞行环境恶劣程度最低的最优化弹道。计算结果表明,该算法能够避免理论弹道中存在局部高风险阶段的情况,并具有良好的鲁棒性。

为了解旋转稳定弹丸高原弹道的变化机理和运动规律,根据刚体弹道理论,建立了旋转稳定弹丸质心和弹丸姿态运动微分方程。在分析高原环境对旋转稳定弹丸弹道特性影响的基础上,通过平原、高原试验测试数据的对比验证,分析了旋转稳定弹丸高原射击密集度、飞行阻力系数的变化及高原环境对弹丸质心运动的影响因素,确定了旋转稳定弹丸高原运动规律及其成因。结果表明:试验结果与理论分析基本一致,旋转稳定弹丸高原质心运动较平原有较大差异,而其高原姿态运动的基本规律与平原相似。研究成果为掌握旋转稳定弹丸高原飞行规律,提高武器装备高原射击精度奠定了重要的理论基础。

为研究初态误差对显式制导弹道的影响特性,在分析初态误差对标准弹道、实际飞行弹道影响机理的基础上,归纳推导了初态误差对导航和需要速度计算影响的分析模型,基于误差模型分析了初态误差对显式制导关机时间的影响机理。提出了初态误差对弹道和显式制导影响的分析方法,仿真分析了初态误差对不同地区同射向发射和相同地区不同射向发射的影响结果。仿真结果表明,在不考虑其他导航误差的情况下,初态误差对标准弹道和显式制导弹道的命中精度误差量在5%以内。

为了研究不同弹道气象分层方法对地炮弹道虚温偏差量(BVTD)计算结果的影响,论述了炮兵弹道气象分层方法,分析了目前研究中弹道分层方法存在的问题,基于实际探空资料计算了不同分层数量下的BVTD。结果表明:随着弹道气象分层数量的增加,最终BVTD将逐渐趋近于一理想值,当弹道气象分层数量达到20层时,BVTD即可达到与高空气象探测一致的误差水平; 增加弹道气层分层数量,将提高地炮BVTD的计算精度,有助于提高炮兵气象保障的水平。

为实现红外图像末制导炸弹全弹道捕获区域的快速计算,通过分析导引头的瞬时捕获域条件,以导引头中轴线为中心,利用坐标变换建立了红外图像末制导炸弹的瞬时捕获域模型; 给出了不同视场角的瞬时捕获域形状,在此基础上提出了红外图像末制导炸弹的全弹道捕获区域快速计算方法。分析了全弹道捕获域的过程,假设炸弹飞行过程中弹道倾角不变,分别给出了采用平台型导引头和捷联型导引头的红外图像末制导炸弹全弹道捕获区域的快速计算方法。分别对采用追踪制导律和大落角制导律的某型红外图像制导炸弹的全弹道捕获区域进行了仿真分析,结果表明,提出的快速计算全弹道捕获区域与仿真结果误差较小,可用于红外图像末制导炸弹全弹道捕获区域的快速计算。

为快速预测鱼雷的声自导弹道,以特定时刻相对本舰的距离、舷角为运动要素,将其弹道参数化为以此要素为初值的微分方程组的解,论证了其解析解与一个代数方程等价,证明了此方程经变换后可用标准牛顿方法计算。考虑声速的作用,建立了发射、接收点分开的主动声纳探测模型,构造了基于距离、方位观测值解算鱼雷运动要素的相对较优的弹道拟合准则。实现了小样本条件下理想声自导弹道估计的快速计算。仿真实验证实,该方法预测的弹道可满足反鱼雷鱼雷射击参数计算的需要。

针对海拔高度变化对电子时间引信炸点精度有重要影响的问题,提出了一种电子时间引信作用时间对高原环境的自适应修正方法。该方法利用引信作用时间改变量随海拔高度的变化关系,得出不同射程时的海拔修正系数,进而修正引信的装定时间。以80 mm火箭弹为例,仿真实验表明,在利用该文修正方法修正后,不同海拔处的引信炸点位置精度在全射程范围内均小于2 m; 而不修正时,在海拔高度为4 750 m,打击400 m目标时,引信炸点误差可达22 m。该研究结果对平原射表的高原应用有很重要的意义,使电子时间引信在高原的炸点精度得到提高。

为满足现代战场对拦截弹特定攻击角度约束的要求,设计了一种自适应滑模制导律。以弹目视线角与视线角速率为状态变量,在二维平面建立了制导模型; 采用一种自适应滑模趋近律,设计了具有攻击角约束的制导律; 采用扩张状态观测器,对目标机动进行估计补偿,并用于所设计的制导律。进行了仿真分析,结果表明,所设计的制导律能够引导拦截弹以期望的角度命中目标,对于目标的机动具有一定的鲁棒性,能有效实现对目标实行特定角度攻击并基本满足零脱靶量的要求。

为了了解点火导线型号的不同对多点点传火系统一致性的影响,也为大口径高速平衡炮选择合适的点火导线提供参考,该文对常用的2种点火导线进行了多点点传火具的发火试验,试验结果表明:多根导线并联降阻,减小连接线长度,可以有效减小导线电阻对点火时间延迟的影响。在试验的基础上,对多点点传火管进一步进行数值模拟,验证了试验中所用24 m、10 mm²铜导线可以有效发挥点火同步性,减小压力波强度,满足了480 mm大口径高速平衡炮对多点点传火系统性能的需求。该研究为相关大口径火炮的点传火系统设计提供了理论和试验依据。

针对固体燃料的燃烧、爆轰在火箭发动机和火炸药领域的广泛应用,以铝粉/空气为例,在考虑其化学反应特征的基础上,建立了气固两相管内爆轰三维数学模型,并采用守恒元-求解元方法(CE/SE方法)求解。推导了三维两相含组份变化的雅可比矩阵。在经过编程计算之后,对其结果进行分析。结果表明:无论是采用哪种点火位置,都可以实现稳定爆轰。当采用壁面位置点火时,压力峰值出现的时间总是早于温度峰值出现的时间; 当采用中心位置点火时,压力峰值与温度峰值到达的时间一致。计算结果对固体燃料PDE的研究具有一定的指导意义。

为了实现无后坐炮在有限空间内安全发射,设计了一种含液态平衡体的新型装药结构。基于该新型装药结构,开展了某口径无后坐炮内弹道性能试验,建立了相应的内弹道模型,计算结果与试验结果吻合较好。在此基础上,分析了液态平衡体初始质量、密度、火药弧厚、喷管喉部直径以及挤进压力等参数对内弹道性能的影响。结果表明:液态平衡体初始质量对最大膛压和炮口速度的影响显著,而其密度的影响较弱; 较厚的火药、较小的喷管喉部直径及较低的挤进压力有利于提高内弹道综合性能。研究结果可为基于液态平衡体的新型无后坐炮内弹道及装药结构设计提供理论指导。

为研究环境含氧量对液固混合FAE能量释放特性的影响,依据量热法原理测量了试样在不同含氧量下的爆热,同时在密闭条件下利用PCB压力传感器测量了试样在不同含氧量下的准静态压力,结合傅里叶变换红外光谱仪对爆轰气体产物进行了检测和验证。试验结果表明:随着氧气含量的增加,试样爆热值逐渐增加,爆轰气体产物中CO和CO₂含量逐渐增加; HCN含量先增加后迅速下降,CH₄的含量逐渐下降; 在标准状况和氧气条件下,试样的准静态压力分别为0.255 MPa和0.310 MPa。结果表明:随着环境含氧量的增加,试样的氧化性逐渐增强,同时释放出更多的能量,大幅提高了液固混合FAE爆炸的能量释放率。

为了探究横向增强型侵彻体(PELE)侵彻复合装甲后的毁伤效果,采用显式非线性动力分析软件AUTODYN,对装填特氟龙(聚四氟乙烯)的侵彻膨胀弹以900 m/s着靶速度侵彻复合靶板的过程进行了数值模拟,得到PELE弹对复合靶侵彻破坏效应及相关参数。结果表明:聚碳酸酯(玻璃纤维)、聚氨酯(泡沫塑料)与凯夫拉复合装甲的结构均被PELE的横向效应所破坏; 复合装甲的夹心材料不同,靶板的破坏程度也不尽相同; 复合装甲能对PELE的横向效应起到一定的抑制作用,而凯夫拉材料抑制作用较好。

为克服传统有限元法不能很好地模拟高速碰撞中材料的大变形和飞溅问题,针对子弹侵彻下颌骨过程,提出了一种碎骨飞溅的模拟方法,即节点分离-耦合法。以猪下颌骨为例,采用六面体网格建立子弹侵彻猪下颌骨有限元模型,采用节点分离-耦合法,通过定义材料失效应变值和节点失效约束来实现单元的失效和分离,对高速子弹侵彻猪下颌骨飞溅过程进行了数值模拟,分析猪下颌骨在侵彻过程中的飞溅形态、飞溅单元分布及速度等。结果表明,仿真结果与实验数据吻合良好,该方法能较好地模拟下颌骨的飞溅过程,为骨头子弹伤的生物力学特性和损伤机理研究提供了一种新的思路和方法。

为研究方向机刚度特性对弹丸起始扰动的影响,以某轻型牵引炮为例,建立了弹炮耦合全炮发射动力学有限元模型,分析了不同刚度下的弹丸起始扰动,在建立的弹丸起始扰动目标函数的基础上,研究了方向机刚度对弹丸起始扰动的影响规律。结果表明:随着方向机刚度的增大,弹丸起始扰动逐渐减小; 该炮弹丸起始扰动随方向机刚度的变化呈现有利的变化趋势。