从现代火炮及弹药技术的发展趋势,分析了火炮内弹道面临的问题,阐述了火炮内弹道理论与技术的发展方向,集中体现在三个方面,一是提高常规固体发射药火炮的作战效能; 二是发展与制导弹药等特种弹药发射方式相适应的内弹道理论与控制技术; 三是研究新能源火炮的内弹道理论与控制技术。在此基础上,结合国内外研究状况,对若干重点问题进行了述评,并提出了研究对策。

为研究弹丸挤进过程膛线导转侧与弹带的力学响应,基于能量法推导弹丸挤进过程弹带运动、变形及其与膛线相互作用的力学机理,根据经典内弹道理论分析了弹带挤进后与膛线导转侧受力关系,分别得到挤进过程和挤进后导转侧受力的一般表达式,并分析了挤进过程及挤进后导转侧受力的主要影响因素。采用弹塑性有限元方法模拟弹丸膛内运动过程,获取多种工况下导转侧受力动态响应,分析导转侧受力变化特性,以及挤进过程中导转侧力受挤进速度和坡膛角的影响规律。研究表明:弹丸挤进过程导转侧受力与挤进速度、坡膛角正相关,挤进后导转侧受力与弹底压力变化趋势一致; 在一定速度范围内,弹丸挤进过程的导转侧受力远大于最大膛压时刻,且随着速度增加,挤进过程导转侧受力与最大膛压时刻的比值有明显增大的趋势; 对于弹丸启动后自由行程较长的埋头弹火炮,挤进过程受力更为恶劣,需加强装药结构及优化坡膛结构为提高身管寿命创造条件。研究结果可为弹丸结构设计及弹炮匹配性分析提供理论参考。

点火过程是内弹道的初始阶段,但由于点火过程的复杂性以及点火机理仍然不完善,点火过程始终不能与内弹道有机结合,使得目前工程上的内弹道计算只能忽略点火过程而直接选择点火压强作为计算初始点。以零维内弹道理论为基础,建立了点火过程3个阶段,即点火诱导期、火焰传播期和充气期的简化理论模型,可以与零维内弹道有机结合,从而完成了内弹道从环境压强(而不是点火压强)开始计算的完整过程。通过实例计算与验证,该模型能够很好展示在点火阶段燃烧室压强的建立过程,并可以计算得到点火延迟时间、火焰传播时间、点火药流量等点火参数,具有较高的预示精度,满足工程计算要求。研究表明,建立的点火过程理论模型与传统零维内弹道一样计算简便快捷,并具有较好精度的工程应用化特点。研究结果对于完善固体火箭发动机内弹道理论、提高固体火箭发动机内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义。由于采用了简化的点火过程理论模型,该结果不能直接用于点火性能的研究,只能用于零维内弹道性能的预估与计算。

根据轴向冷发射需求,同时避免发射过程对发射平台内部空间的污染,设计了一种以高压氮气为弹射能源的轴向底推式冷弹发射装置。介绍了轴向冷弹发射系统的结构组成、工作原理以及设计要点,并运用理想气体状态方程、质量和能量守恒定律、气体动力学等设计理论与方法,建立了轴向底推式冷气弹射系统的高压室、低压室、阀口气体流动以及导弹运动的数学模型。为提高导弹发射时的分离速度,同时降低发射过载峰值,以建立的数学模型为基础,基于内弹道结构参数,采用VB语言编程,通过仿真计算和分析,研究了气瓶初始压强、气瓶容积、低压室初始容积、电磁阀通径、无阻尼自然频率、阻尼比及活塞(托盘)直径等弹射系统的主要结构参数对产品的分离速度和发射过载的影响,找出了各个结构参数变化对导弹分离参数的影响规律,并对影响规律的机理进行了分析。该研究为弹射系统结构参数的优化提供了理论依据,为同类型轴向冷弹发射装置内弹道设计提供了理论参考和依据。

探讨了某小型弹射动力装置试验中出现的发射筒内初始压强异常升高的问题,并提出了一种基于零维内弹道模型的计算方法,该方法考虑了富燃气体的燃烧放热反应,具有原理简单、计算量小、计算速度快等优点,使用Matlab开发环境编制了计算程序,与弹射试验结果进行对比,验证了该数值模型的有效性和准确性。在此模型的基础上研究了发射筒内二次燃烧现象。研究发现,无论发射筒内是否发生二次燃烧现象,发射筒压强和导弹加速度的时间曲线均表现出明显的双峰效应,此外,二次燃烧效应不仅会显著提高前峰峰值,而且会导致后峰峰值的下降,在前峰峰值后会出现发射筒压强陡降至较低值的现象。同时,二次燃烧效应也会对导弹的出筒速度和出筒时间造成显著影响。进一步研究发现,通过扩大发射筒初始容积和降低燃气中的富燃气体含量,可以降低二次燃烧效应对发射筒低压室压强和导弹加速度的影响。研究结果为弹射动力装置内弹道的设计提供了理论支持,具有一定的普适性和参考价值。

飞行稳定性对爆炸成型弹丸(EFP)的存速能力和着靶姿态有直接显著的影响,进而影响EFP远距离飞行后的侵彻威力。为了获得低阻且飞行稳定的EFP构型,针对超音速(马赫数为4～7)飞行的单尾裙式EFP,数值研究了结构参数(尾裙角为0°～25°、尾裙长与总长之比为0.2～0.7、长径比为3～7、实心长与总长之比为0.2～1)对EFP的升力系数、阻力系数、静稳定储备量等气动参数的影响规律。结果表明:升力系数、阻力系数与尾裙角、尾裙长和长径比均呈正相关。静稳定储备量与尾裙角和长径比均呈正相关,随尾裙长的增大,其先增大后减小。实心长对EFP的升力系数、阻力系数和压心位置几乎无影响,但实心长通过改变EFP质心位置进而影响静稳定储备量。当尾裙角为20°、尾裙长与总长比为0.265、实心长与总长比为0.755及长径比为5时,单尾裙EFP结构兼具较低的阻力和良好的飞行稳定性。探究了马赫数和攻角对该型EFP的升阻力系数和静稳定储备量的影响规律,结果表明:马赫数越大,阻力系数越小; 攻角越大,阻力系数和静稳定储备量越大。研究结果从空气动力学角度为具有高侵彻性能EFP战斗部的设计提供参考。

为解决六自由度四旋翼无人机(UAV)在轨迹跟踪控制过程中,因为存在复杂的外部未知干扰,而使系统的轨迹跟踪精度产生较大波动的问题,设计了一种新型的级联双闭环控制系统,分别针对速度误差和位置姿态误差。首先,使用模型预测控制(MPC)设计速度闭环控制器,麻雀搜索算法(SSA)因具有快速收敛性和强鲁棒性,被应用于MPC滚动优化进程求取最优解。为了克服MPC存在的计算量过大的缺点,使用滑模控制(SMC)分别设计位置和姿态动力学控制器。SMC对外界干扰不敏感、鲁棒性强、无需精确建模,从而解决了UAV外部干扰不确定以及难以准确建模的问题。使用饱和函数替代符号函数,使实际系统的输入具有连续性,从而有效地减轻SMC中的高频抖振现象。最后使用李雅普诺夫理论验证所提出的SSA-MPC控制器的稳定性。实验结果表明:在受到复杂的外部未知干扰以及参数不确定的情况下,所提出的方法能够保证六自由度四旋翼UAV实现高精度跟踪,且控制效果明显优于传统单一控制器构成的UAV控制系统。所提出的级联控制器可以有效地实现复杂的外部未知干扰下的四旋翼UAV轨迹跟踪。

降落伞充气过程是火星探测器着陆过程中最为关键的环节,该文推导建立了考虑火星稀薄大气环境、超声速工作条件的降落伞充气过程计算流体动力学和结构动力学模型,流场求解采用可压缩流场模型,结构动力学采用伞系统多节点质量阻尼弹簧模型,通过计算得到某时间节点处的流场,将该流场中的压力数据引入伞系统质量阻尼弹簧模型,从而获得下一时间节点的伞衣形状,最后得到充气过程中伞衣形状和流场之间的动态关系,从而模拟了在这种条件下的降落伞充气过程。将仿真计算结果与飞行试验结果进行对比分析,两者的一致性很好,证明了所建立的数学模型的正确性。研究表明:开伞动载达到峰值后有明显的振动,振动频率只与降落伞自身特性有关; 伞衣张开的速度呈现出先慢后快的特点; 在初始速度相同的情况下,随着大气密度的增加,开伞动载峰值增大; 在初始动压相同的情况下,随着大气密度的增加,开伞动载峰值减小。

为拓展折叠翼无人机的使用范围、延伸水下平台的信息获取能力,在结合了水下无人航行器和无人机二者优势的前提下,提出了一种能够携带无人机进行干式发射的水下运载器方案。同时,为了能够较好地评估运载器在海面发射无人机方案的可行性,利用计算流体力学仿真软件StarCCM+,模拟无人机海上发射环境,并在仿真环境中模拟无人机的漂浮和发射过程。借鉴国外设计经验,分别设计了气囊式方案和推进器方案,并针对不同海况、不同结构参数和姿态参数分别进行仿真评估,最终在海况条件下进行发射过程仿真。结果表明,对于水下处于零浮力状态的无人机运载器,其气囊式方案和螺旋桨推进式方案在不同海况条件下均能较为稳定地漂浮于水面; 在无人机发射方面,气囊式方案在静水条件和海况条件下的最大下沉距离相差约为2.5%,一致性较好,优于螺旋桨方案30%的误差水平,同时气囊式方案在发射无人机期间的运载器平均最大下沉距离为0.28 m,低于螺旋桨推进方案的 0.4 m。综合比较下,气囊方案更加稳定可靠。

为研究钨丝/锆基非晶复合材料(以下简称“钨丝集束”)弹芯侵彻有限厚靶板的侵彻性能及靶后毁伤能力,采用长径比为15.4,体积分数为80%的钨丝集束(钨丝增强相直径为0.3 mm)弹芯在(1 600±20)m/s的速度下对有限厚45钢靶板进行侵彻实验,并与91钨合金弹芯进行对比。分析了45钢靶板及后效靶的宏观毁伤效果,得到两种材料侵彻体靶后毁伤特征参数及靶后破片飞散特性参数。讨论了两种材料弹芯靶后毁伤机制的差异。研究结果表明:与91钨合金弹芯相比,钨丝集束弹芯侵彻靶板的弹坑直径更小,说明钨丝集束弹芯侵彻过程中具有结构“自锐”特性,侵彻过程中能量耗散更小,侵彻性能更高。此外,由于钨丝集束弹芯的拉压不对称特性,使得钨丝集束弹芯在出靶后弹芯材料随即发生破碎、离散,对距靶板0.5 m处2A12后效靶的毁伤面积分别为钨合金弹芯的1.7倍和1.63倍,有效破片数量分别为后者的2.76倍和1.61倍,破片飞散角及后效靶最大破口尺寸均大于钨合金弹芯,增大了对靶后目标的毁伤能力。

多孔蜂窝钢管约束混凝土靶具有良好的抗侵彻性能和拓展性能。基于ANSYS/LS-DYNA软件,采用FEM/CSCM-SPH/HJC耦合法,模拟了多孔蜂窝钢管约束混凝土靶抗硬芯枪弹侵彻过程,研究了蜂窝钢管约束混凝土靶的抗侵彻机理。结果表明:与单孔正六边形钢管约束混凝土靶和无约束混凝土靶相对比,蜂窝钢管约束混凝土优异的抗侵彻性能主要体现在隧道侵彻阶段,表现为限制弹丸头部附近混凝土的径向膨胀,增大侵彻阻力; 对比单孔正六边形钢管约束混凝土靶,蜂窝钢管约束混凝土靶周边单元为钢管提供了支撑,限制了钢管壁的面外弯曲变形,强化了钢管的约束效应,即形成周边单元的附加约束作用; 对比无约束混凝土靶,钢管的存在限制了蜂窝钢管约束混凝土靶被打击单元的径向膨胀,强化了被打击单元混凝土的围压效应,提高了混凝土的强度和变形性能,增大了弹丸的侵彻阻力,从而使其抗侵彻能力提高。因此,蜂窝钢管约束混凝土靶由于蜂窝钢管的侧向约束和周边单元的附加约束双重约束效应而体现出良好的抗侵彻性能。

为研究冲击载荷下侵彻战斗部动态响应特性,基于弹-靶分离方法模拟了战斗部侵彻半无限混凝土靶过程,分析了不同装药与壳体头部曲径比、速度及尺寸下战斗部的动态响应,结果表明:装药的最大过载高于壳体最大过载,且装药最大过载、变形程度与装药头部曲径比正相关,应力波导致的装药变形主要分布于头部端面、头部与圆柱段过渡处。战斗部壳体头部曲径比(CRH_S)增大,壳体及装药最大过载均呈降低趋势,且二者最大过载差值逐渐缩小,CRH_S=4时装药的最大塑性应变约为CRH_S=2时的29%,且高应变区域明显减小。侵彻初始速度主要影响过载幅值,初始速度越高,战斗部壳体和装药的过载、塑性变形程度越大。而对于不同尺寸的战斗部而言,在不考虑混凝土骨料尺寸、应变率等因素的影响下,战斗部的最大过载、侵彻深度、应力幅值等参量满足相似律,但装药变形程度不符合,战斗部尺寸越大,装药塑性变形越严重。

地雷、简易爆炸装置和路边炸弹已成为车载炮的严重威胁,地雷爆炸产生的冲击波会对车载炮驾驶室结构造成损伤并危害乘员的生命安全。由于驾驶室底部不同位置地雷爆炸产生的冲击波对驾驶室的响应差异较大,该文对车载炮驾驶室底部在6个爆炸冲击工况下的响应过程进行数值仿真,采用ALE算法建立土壤、空气和炸药模型,Lagrange算法建立车载炮驾驶室和底盘模型,并使用流固耦合算法计算爆炸冲击波传播过程,以及在此过程中车载炮驾驶室的动态响应。分析乘员脚部位置底板处的冲击波压力、加速度和速度变化情况,得到乘员脚部位置底板处的最大冲击波压力、加速度和速度,分析最恶劣工况下的驾驶室结构的损伤情况。仿真结果表明,地雷产生的冲击波使驾驶室底板产生较大的加速度和速度,驾驶室结构发生破坏,乘员在此情况下会受到伤害,有必要针对车载炮驾驶室增加防护结构。仿真结果可以为车载炮驾驶室防护结构设计提供参考。