针对传统的制导导弹利用地磁信息精确制导时偏航角变化引起滚转角解算出现较大误差的问题,提出了采用陀螺测量的弹体轴向角速率信息辅助三轴磁传感器信息进行弹体滚转角解算的融合算法,给出了制导导弹自由飞行段和制导飞行段滚转角的解算方法,在高速飞行仿真转台上进行了半物理仿真试验。试验结果表明:在偏航角+60°～-60°大范围偏航变化的情况下,该文所提出的滚转角融合算法的解算精度控制在5°以内,比传统单纯依靠地磁信息进行滚转角解算的精度提高近6倍,为后续制导导弹实现精确打击提供了必要的测试手段。

为了提高防空导弹雷达导引头对超低空目标的探测跟踪精度,建立了超低空拦截模型; 基于变结构原理,设计了一种自适应变结构末制导律,并对该制导律进行了仿真验证。结果表明,该制导律可将弹目视线角约束在布儒斯特角附近,同时将视线角速率收敛至0,使多径干扰降到最小。针对超低空目标机动加速度受多径效应影响而难以准确测量和估计的问题,采用小角度线性化的方法对所设计的制导律进行改进。仿真结果表明,改进后的制导律具有理想的超低空拦截性能,且其在工程实践上更具有可行性。

为研究低速旋转尾翼稳定弹箭的马格努斯效应,采用滑移网格技术,在超声速条件下对某低旋尾翼弹开展了气动数值模拟。对弹箭绕弹轴自旋的流场进行非定常计算,获得了该弹箭的气动系数; 对马格努斯效应在不同工况下的变化规律进行了理论分析,讨论了不同因素对马格努斯效应产生的影响。结果表明,相同转速下,旋转尾翼弹的马格努斯效应随攻角增加而增大,且在40°～60°攻角范围内达到峰值; 对于相同攻角,马格努斯力和力矩系数在较大转速下呈线性增加趋势。

为了研究某无翼式布局制导火箭弹进行俯仰操纵时非线性气动特性对弹箭操纵性的影响,通过模型风洞试验和数值计算相结合的方法,分析了不同马赫数、舵偏角和攻角等因素对该火箭弹气动特性的影响。对模型进行超声速风洞试验,试验结果表明,俯仰操纵负舵偏角时俯仰力矩系数导数随攻角先增大后减小,正舵偏角时俯仰力矩系数导数随攻角先减小后增大。采用ANSYS FLUENT对不同工况下该弹气动特性进行数值计算,计算结果表明,得到的俯仰力矩与风洞实验结果吻合较好,最大误差仅为4.6%。各部件气动特性分析结果表明:弹身的压心在负舵偏角时前移,正舵偏角时后移; 上尾舵受弹身干扰影响法向力效率降低; 负舵偏角时下尾舵的法向力系数导数随攻角减小,正舵偏角时下尾舵的法向力系数导数随攻角增大; 各部件共同作用下弹箭气动特性呈非线性。

为改善双35高炮200 m立靶密集度分析方法,通过已知的单管高炮射弹散布二维正态分布密度函数公式,推导出双管自行高炮系统的对空射击密度函数公式,分析说明了对边炮布局的双管自行高炮进行身管位置基线修正的物理意义,给出了基于身管基线修正的立靶密集度分析方法。以瑞士双35自行高炮为例进行了数值计算,结果表明,该方法能有效评价双35自行高炮对空射击密集度。

为获取运载火箭各级最优安全余量配置,分析了影响火箭运载能力的偏差种类及其数学模型,建立了涵盖各种偏差条件和制导诸元的运载火箭弹道制导联合仿真模型。采用基于蒙特卡洛仿真的火箭安全余量评估方法,对新一代中型运载火箭各级安全余量最优分配方案进行了仿真分析。根据助推器和芯级安全余量的范围,设计了25个典型仿真工况,通过对各工况进行仿真分析和结果统计,研究了各级安全余量、耗尽概率对实现运载能力的影响规律,获得了新一代中型火箭最优安全余量配置方案,进一步优化了火箭运载能力。

以子母弹药主动气动起旋离心抛撒子弹药为研究对象,采用气动/运动一体化数值模拟方法对全弹主动气动起旋过程进行动力学仿真,得到母弹主动气动起旋转速与离心抛撒开舱条件; 讨论了不同滚转舵偏和前置小翼对主动气动起旋过程的影响; 通过子弹药弹道仿真计算,对母弹离心抛撒子弹药的射程、散布面积和散布图形进行了对比分析。研究结果表明:尾舵偏转产生的滚转力矩是影响转速的主要因素,当来流条件和姿态角保持不变时,初始滚转舵偏与全弹转速成正比; 在保持纵向操纵性能的前提下,增加尾舵展长并减少弹体表面除尾舵外的其他气动阻尼面可加快全弹的自起旋过程; 通过调整母弹的初始滚转舵偏和开舱条件,可以实现子弹药散布面积与散布密度的可控调节。研究结果对主动气动起旋离心抛撒技术在子母战斗部上的应用具有一定的参考意义。

为了研究凝胶汽油在脉冲爆轰发动机内的雾化特性,采用马尔文粒度仪测试了脉冲爆轰发动机点火室内雾化液滴的索太尔平均直径。为了降低爆轰管内雾化液滴粒径,设计了挡风凹腔结构。试验表明:在未加装挡风凹腔时,脉冲爆轰发动机气源供气压力越大,雾化液滴索太尔平均直径越大; 挡风凹腔可有效改善空气供气压力对撞击式雾化的不利影响,在加装挡风凹腔后,脉冲爆轰发动机气源供气压力越大,雾化后的液滴索太尔平均直径越小; 挡风凹腔结构尺寸越小,凝胶汽油雾化液滴索太尔平均直径越小。

为了研究固体火箭推进剂过保温后的力学性能,在保温温度为50 ℃的条件下,对NEPE推进剂哑铃型试件进行了3个不同拉伸速率下10组保温时间下的拉伸试验。试验结果表明,与未保温的NEPE推进剂试件相比,保温之后NEPE推进剂的强度有一定的提高,延伸率出现明显的下降; NEPE推进剂试件的保温时间越长,抗拉强度越大; 在保温时间相同的情况下,保温次数越多,抗拉强度越大; 保温时间和保温次数对NEPE推进剂的延伸率没有影响。

为了研究定装式弹丸挤进过程中的动态响应,分析了不同的膛内自由行程对挤进过程、弹体-弹带区域压力和炸药响应的影响,利用Abaqus/Explicit及其幅值子程序VUAMP建立了包含弹体、弹带、炸药和引信结构的弹炮耦合有限元模型。研究结果表明:自由行程增大会加快挤进速度,导致膛压和弹丸挤进完成后速度下降; 挤进速度的加快导致弹带塑性变形增大,弹带材料破坏更严重,质量损失更多,这也减小了弹体-弹带区域的径向受力; 炸药的应力和塑性变形大小均会随着自由行程的增加而增大,影响炸药的安定性。

针对某国产小口径步枪热枪准确度下降的问题,通过建立弹丸与身管仿真计算模型,采用非线性热力学有限元方法计算弹丸挤进阻力、身管弯曲量,仿真计算得到冷枪和热枪的偏差,得出身管温度升高导致弹丸挤进过程与枪管弯曲量发生改变,从而影响弹丸出膛口的姿态,导致步枪射击准确度下降。采用实验测量、仿真、理论分析的方法研究某小口径步枪身管材料温度与弹着点偏差的关系,对提高步枪射击准确度具有重要意义。

为了研究某榴弹发射器最大膛压和膛口速度分布特性及随生产时间变化规律问题,以350组最大膛压和膛口速度测试数据为基础,应用数理统计方法拟合最佳分布来研究最大膛压和膛口速度分布规律。研究结果表明,该榴弹发射器膛口速度整体服从Matlab软件自带16种常用分布中的12种,其中广义极值分布拟合效果最好,其次是正态分布和Rician分布。最大膛压整体不服从Matlab软件自带的16种常用分布,包括正态分布等。以年为单位分7个时间段进行研究,发现不同阶段最大膛压服从多种分布。膛口速度均值随时间变化不显著,但方差变化显著; 最大膛压均值随时间变化显著,方差变化不显著。另外,试验顺序对最大膛压试验结果影响较大。常温最大膛压散布已达35%,超过了引信传统后坐保险机构解除保险设计裕量(1/3)。

为了精确设计身管强度、弹体强度和精细分析引信解除保险性能,在不同温度的情况下,在考虑药厚、火药力、药量、药室容积和弹丸质量随机性的基础上,应用蒙特卡洛方法和无后坐炮经典内弹道学模型,随机模拟了不同随机因素对内弹道性能的影响,得到了不同随机影响因素下的某无后坐炮内弹道膛压曲线轮廓,高温、低温、常温条件下最大膛压附近的膛压跳动最大值分别为14.088 8 MPa,5.660 3 MPa,7.749 8 MPa。该解算结果能较好地反映出膛内射击过程的变化规律,可用于精确设计身管强度、弹体强度和精确分析引信解除保险性能。

针对某坦克炮实弹射击出现身管断裂失效的情况,采用问题再现、原因分析、计算分析和效果验证等研究方法,利用LS-DYNA程序流固耦合算法,以等量TNT爆轰产生的高压气体流场近似代替实际火药气体作用,采用基于显式积分的拉格朗日-欧拉耦合算法解决流体与固体的耦合,建立了高压气体与身管之间相互作用的数值模拟,解决了流体形变引起的计算困难问题。引入Johnson-Cook塑性模型以及断裂失效模型描述身管材料动力学响应,在预置初始裂纹的情况下对身管在异常内压下的动力学响应进行了数值计算及分析。数值模拟结果较好地描述了身管材料在异常压力作用下的断裂失效机理,再现了身管发生撕裂损伤破坏的过程,为火炮使用安全性以及故障分析提供了参考。

为了研究爆炸成型弹丸(EFP)结构参数对其水中飞行特性的影响,利用LS-DYNA有限元分析软件,对不同结构参数下EFP等效模型侵彻水介质进行了数值模拟,获得了弹丸结构参数对EFP水中飞行特性的影响。仿真结果表明:弹丸尾裙长度和实心部厚度对EFP水中速度衰减的影响均呈正相关,其数值越大弹丸水中速度衰减越缓慢,EFP水中质量的损失主要体现在尾裙部分质量的损失; 以不同速度入水的EFP弹丸在速度下降为60%的范围内,其相对速度v_e/v₀衰减具有较好的一致性,当速度衰减超过60%后,入水速度越高则EFP水中速度衰减幅度越大; 弹丸材料密度在EFP水中速度衰减过程中具有重要作用,密度越高则EFP速度衰减和质量损失越缓慢,存速能力越强,密度相近时,弹丸速度和质量变化规律均趋于一致。

针对民用机场空袭毁伤评估的空白,提出了一种基于动态贝叶斯网络的毁伤评估模型。按功能对民用机场进行了系统分级,构建了动态贝叶斯网络结构,提出了空袭毁伤评估模型; 运用蒙特卡洛法模拟实验数据,引入皮尔森相关系数描述模型精确度,验证了模型的有效性; 将不同缺失率的实验数据代入模型进行毁伤对比,进一步检验了模型的稳定性。结果表明,该文建立的毁伤评估模型科学合理,可为作战指挥者提供快捷有效的决策支持。