易损性在传统领域、现代科学技术领域以及军事领域都是目标性能的一个重要概念,也是一项非常重要的目标特性。目前目标易损性概念还存在着不够统一、不够清晰准确等突出问题,给目标易损性相关研究,尤其是目标易损性评估带来诸多困扰。为厘清目标易损性概念,该文主要采用理论分析、举例说明等方法对其进行探讨,给出了含义清晰准确的目标易损性定义,即目标在被发现/被感知并被毁伤元作用且产生物理毁伤的条件下,发生功能毁伤的难易程度,包括感知易损性、作用易损性、物理易损性和功能易损性等4个方面的易损性,其中物理易损性又包括结构易损性和材料易损性等两个方面的易损性,该定义即为广义上的目标易损性定义。而实际使用过程中主要使用的是狭义上的目标易损性定义,即目标在某种毁伤元单一作用或者多种毁伤元联合作用下发生毁伤的难易程度,该定义并未考虑感知易损性和作用易损性,而主要考虑了物理易损性和功能易损性。在明确目标易损性定义的基础上,分析了目标易损性的特征量/度量指标、目标易损性与武器弹药效能之间的关系、目标毁伤概率与目标生存概率之间的关系,讨论了目标易损性研究的意义和方法,该文对于目标易损性相关研究具有重要的理论参考意义。

航行体在水下垂直运动过程中极易受到海洋环境的影响而导致其运动姿态不稳定,无控和无动力发射已经难以适应大水深、强干扰的海洋环境。为此,综合运用PID控制、动态流体相互作用、动态嵌套/滑移网格技术等方法,构建了流体、运动、控制耦合的一体化数值计算方法,对水下有控助推航行体的运动过程进行数值模拟,分析了不同尾喷压力下(6 MPa、10 MPa、12 MPa)摆动喷管控制航行体的尾空泡演化规律及其弹道特性。结果表明:在超音速射流与尾空泡的融合过程中,受界面不稳定性以及喷管摆动的影响,尾部气团发生断裂,随着喷管压力的上升,断裂的时间有所提前。尾喷空泡内存在复杂的波系结构,喷管压力较大时,射流的欠膨胀程度大,燃气泡内存在多处膨胀压缩形成的高低压交错分布区域,随着时间的发展,喷管出口附近出现垂直于轴线的马赫盘。此外,喷管压力越大,由尾喷流引起的干扰力矩也越大。喷管压力从6 MPa增大到12 MPa时,航行体运动过程中的最大偏转角度减小了18.5%,超调量从32%减小到22%,航行体姿态波动小,弹道稳定性好。

为研究水下爆轰发动机的推力性能,推导了简化水下爆轰发动机模型的推力计算方法,基于VOF多相流模型,针对采用空气为氧化剂、汽油蒸气为燃料的不同喷管构型水下爆轰发动机,进行了数值模拟研究。探讨了水下爆轰发动机的推力来源,以及不同当量比、不同喷管构型下发动机的推进性能。结果表明:水下爆轰发动机的推力来源主要有内推力壁面、环形推力壁面和喷管壁面三个部分。其中内推力壁面的推力对总推力的贡献超过67%,环形推力壁面的推力对总推力的贡献超过16%。发动机出口的复杂波系和爆轰产物与发动机壁面作用,形成了水下爆轰发动机推力曲线的多个尖峰。在加装不同的喷管后,喷管对推力性能的改善有显著作用,收敛喷管能够增强水下爆轰的反射激波的强度,但喷管壁面带来的负推力使得比冲和平均推力相比直喷管降低了11.31%。扩张喷管削弱水下爆轰的透射激波和反射激波,但喷管压力作用面积的增加使得比冲和平均推力较直喷管提升 28.09%,能够显著提高水下爆轰发动机的推力性能。

火炮发射时的弹带挤进过程持续时间短、膛线与弹带作用剧烈,对弹丸膛内运动的起始状态具有重要影响。采用数值方法研究弹带挤进过程时,保证建模和设置流程规范统一,是比较不同内膛结构下弹带挤进动力学响应的重要前提。针对该问题建立了弹带挤进数值建模与计算设置基本的参数化流程。通过脚本计算网格节点坐标,并将网格节点与网格单元相对应,生成线膛身管有限元模型; 编译有限元软件的执行日志,实现弹丸弹带建模及弹带挤进前处理的程序化操作。创建了能够一键生成线膛火炮身管和弹丸弹带有限元模型并完成前处理设定的GUI插件,并对不同内膛结构参数下的弹带挤进过程进行了分析。重点探究了膛线形式、阳线高度及阳线宽度等结构差异对弹带挤进过程的影响。动力学计算结果表明:混合膛线身管在挤进过程中弹带受到的阻力小于等齐膛线身管,弹带挤进完成时的最大应力也较低; 阳线高度越低或宽度越窄,弹带挤进过程受到的内膛阻力越小,挤进速度越快。

滑翔制导炮弹受有限的弹体空间和较小的控制舵面的影响,具有升阻比小、机动能力有限、抗干扰能力弱的特点,致使其对外部诸多复杂的不确定扰动因素较为敏感。为揭示不确定性在滑翔弹随机动力学系统中的传播机理,研究滑翔弹多阶段全弹道对各类随机不确定性因素的敏感性,建立了一种可以合理描述系统模型不确定性、初始状态不确定性、气动参数不确定性和气象不确定性的多维动力学模型,采用拉丁超立方采样策略,设计了一种基于非干涉多项式混沌展开和随机响应面法相结合的不确定性量化传播算法,并以滑翔弹全弹道不确定性量化传播问题为例进行仿真,并将仿真结果与蒙特卡洛仿真法的仿真结果进行对比分析。仿真结果表明:相较于助推火箭平均推力和大气密度参数的不确定性,滑翔弹全弹道以及落点精度对气动力参数的不确定性更为敏感; 与蒙特卡洛仿真法相比,该算法可在保证精度的同时,大幅度提高了计算效率,有效突破了高维不确定性传播分析所面临的大规模计算问题。

传统的落点预测制导方法在求解过程中需进行大量迭代,信息实时处理能力较差。而基于机器学习方法构建的落点预报模型能够减少预测时间,提高预测精度。但现有的落点预测模型多由炮弹无控飞行数据训练,未考虑控制力和力矩的影响,导致其与制导炮弹的实际飞行状态存在较大差异。对此,提出了一种基于机器学习的制导控制方法,以炮弹有控状态下的飞行状态参数作为训练集,建立有控落点预测模型,并结合比例-微分控制律构建了基于此落点预测模型的制导控制流程。仿真结果表明:通过BP神经网络训练得到的落点预测模型能够准确预测落点,提出的制导控制方法可实现较高精度的导引和控制,命中点的射程方向相对脱靶量约为 0.01%、侧偏方向相对脱靶量约为3.1%,验证了所设计制导控制方法的可行性与有效性。研究成果可为机器学习方法在有控弹箭技术领域的深入应用提供参考。

为使超远程制导炮弹在全飞行空域中始终保持良好的气动特性,提升其最大射程与飞行效率,将变体飞行器技术应用于大口径超远程制导炮弹,设计了一种变后掠翼超远程制导炮弹的气动外形及变后掠翼方式,提出一种适配该类具有连续变后掠翼能力的超远程制导炮弹方案弹道优化方法。通过引入变形参数来描述炮弹尾翼后掠角的变化,构建变后掠翼超远程制导炮弹的纵向动力学模型,采用粒子群优化算法,以全弹升阻比最大为目标函数,在设定约束条件下优化获得制导炮弹的尾翼后掠外形与舵偏角方案。通过对变后掠翼超远程制导炮弹与尾翼后掠角为零的基准固定尾翼外形进行方案弹道对比仿真计算。结果表明:变后掠翼超远程制导炮弹可以根据弹丸飞行速度连续改变尾翼后掠角,改变炮弹飞行时的空气阻力与升力,使炮弹在弹道滑翔段始终拥有良好的升阻比特性; 相较于基准固定外形制导炮弹,采用变后掠翼的制导炮弹射程提高了8.9%。研究方法为连续变后掠翼超远程制导炮弹的方案弹道优化设计提供了理论依据与参考。

滑翔制导炮弹在空中上电进行初始对准时,滚转角用于建立惯导基准和制导指令分解,其对准精度对制导炮弹精确打击至关重要。为提高制导炮弹滚转角精度,提出了一种滑翔段在线估计滚转角误差从而实时修正滚转角的方法。首先,基于弹体姿态运动学和滚转稳定控制,利用惯组陀螺信息进行滚转角对准。在此基础上,建立了考虑滚转角误差的制导控制系统模型,并基于瞬时平衡原理和制导炮弹飞行特性,推导出准弹体下横向和法向过载与滚转角误差之间的数学关系,从而实现在线修正滚转角。最后,提出了利用微分跟踪器提取弹丸过载信息实现准弹体下横向和法向过载的估计。数值仿真结果表明:在综合因素作用下滚转角的初始对准极差可达15.5°,在考虑各种偏差条件下,本方法可将滚转角对准精度提升至5°以内,验证了本方法的有效性和鲁棒性。同时,基于飞行试验数据的结果也验证了本算法在线估计滚转角误差有效性,具备工程化应用价值。

高超声速弹箭表面的气动加热与烧蚀耦合效应会引发显著的气动外形演化,进而影响飞行稳定性和弹道精度。建立多工况弹箭气动热预测模型,对高超声速弹箭热防护系统设计与工程应用具有重要意义。基于现有高超声速弹箭零攻角下飞行的气动加热计算方法,针对球锥外形在有攻角状态下产生的驻点偏移效应,通过建立球坐标系,并利用弹体坐标系和速度坐标系之间的转换关系,开展了有攻角下三维球锥外形高超声速弹箭气动加热仿真分析,获得了有攻角下球头部与锥身母线上热流密度分布情况,并对有、无攻角下的热流密度及加热状况进行对比与仿真,计算结果与实验数据基本一致。仿真结果表明,球头部热流密度远大于锥身,有攻角下迎风母线热流密度大于背风面。本文计算方法能满足超高速飞行弹道仿真与设计的精度和快速性要求,可为今后高超声速弹箭气动烧蚀与外弹道的快速耦合计算提供基础。

底火击发点燃发射药后,火药燃气携带并推动火药颗粒沿轴向运动。坡膛作为药室和身管间的渐缩段,必然受到火药颗粒的无规则碰撞,导致坡膛处发生冲蚀磨损。在起始弹道阶段,膛压高、颗粒运动速度较快、颗粒尺寸大,火药颗粒撞击坡膛导致的冲蚀磨损现象更为突出。为重点研究火药颗粒对坡膛的碰撞损伤效应,根据起始弹道阶段颗粒运动、碰撞及气固两相流动特点,基于欧拉-拉格朗日框架,采用计算流体力学-离散单元法(CFD-DEM)耦合方法建立了三维非稳态气固两相流模型,以155 mm火炮为例进行了数值模拟。结果表明:坡膛起始段冲蚀磨损量大,呈环状分布,其余区域冲蚀磨损量较小,呈不规则云状分布; 坡膛质量损失随时间呈指数递增; 坡膛锥度由1/10增加到1/5时,坡膛质量损失随锥度的增加而增加,且锥度越大,质量损失率越大。

燃爆发射发生器喷出的高温高压未完全反应射流进入初容室后会与初容室内的空气发生二次反应,对发射器产生强烈的热冲击与烧蚀。为了控制二次反应造成的负面影响,研究了二次反应对燃爆发射器和弹丸内弹道的影响,通过最小自由能法对燃爆发射发生器的燃爆产物进行热力学计算,基于有限速率/涡耗散模型描述初容室内二次反应的化学反应机理,利用域动分层网格更新方法模拟弹体运动,建立了包含动边界的初容室二次反应流动模型。通过与实验数据的对比,验证了此模型的有效性。研究结果表明:相比不考虑二次反应,含二次反应的初容室内温度上升速度更快,且峰值更高; 随着初容室内O₂耗尽,温度逐渐降低; 由于二次反应释放能量,弹体在更短的时间内获得更大的加速度,且可以使加速度在短时间内维持在峰值附近,相同时间内,弹体速度更快,位移更远; 而扩大初容室容积,可以在一定程度上缓解弹体负载过大的问题,减缓弹体加速度上升速度、减小加速度峰值。研究结果对燃爆发射装置及其内弹道设计提供了一定的理论参考。

埋头式弹药是一种新型弹药,它采用两级点火燃烧技术,一级点火使弹丸在药筒内具有一定的初速度并沿导向筒向前移动冲击坡膛,两级点火产生火药燃气以推动弹丸高速出膛。为了深入研究埋头式弹药两级点火燃烧技术的内弹道性能特性,设计搭建了40 mm短截身管的埋头式弹药两级点火试验平台,利用高速录像和压力传感器测量试验过程中弹丸冲击坡膛的速度及压力。试验结果表明,弹丸在一级点火后会以22 m/s的速度冲击坡膛,并在坡膛处停止,两级点火启动后快速飞出炮口。同时建立了试验条件下的埋头弹两级点火零维内弹道数值计算模型,对相同装填条件下埋头弹两级点火过程进行数值模拟。通过与试验结果对比,验证了所建模型的正确性。对40 mm埋头式穿甲弹进行内弹道性能模拟计算,分析了不同装药量对弹丸运动过程的影响。研究成果可为之后的埋头式弹药两级点火技术的相关研究提供参考。

以一种等径身管发射装置-气体炮为背景,根据其工作原理和结构特点,在考虑弹丸和身管的间隙存在漏气的条件下,建立气体炮的内弹道方程。在Autodyn中建立气体炮的仿真模型,将仿真模型计算得到的结果与理论模型结果进行对比,证明了仿真模型的正确性。对不同弹管间隙的仿真模型和理论模型进行计算,结果表明随着弹管间隙的增大,气体泄漏量逐渐增大,弹丸炮口初速逐渐减小。通过Autodyn分别对使用锥面闭气环和带尾裙闭气环两种条件下的发射装置进行仿真计算,将得到的弹丸速度与不使用闭气环的弹丸速度进行对比,结果表明使用闭气环的弹丸速度明显大于不使用闭气环的弹丸速度。分别在两种闭气环上施加多个观测点,通过观测点记录两种闭气环在受到高压气体、身管和弹丸共同作用下的径向位移及压力,研究闭气环的闭气机理,并对两种闭气环的闭气效果的差异进行分析,分析结果表明带尾裙闭气环的闭气效果更佳。

针对舰船摇摆条件下导弹的垂直冷发射动力学问题,基于经典内弹道理论,建立了考虑舰船摇摆运动耦合作用的导弹垂直冷发射内弹道理论模型,并编写了仿真程序。采用耦合与非耦合内弹道模型,对典型发射场景中舰船单向运动和复合运动下的内弹道特性进行计算与对比分析。结果表明:6级海况下,相比于非耦合模型,舰船单独作横摇运动时,耦合模型得到的导弹出筒速度波动范围的上、下限分别变化了-0.04 m/s和0.05 m/s; 舰船单独作纵摇运动时,耦合模型的出筒速度波动范围的上、下限分别变化了-0.46 m/s和0.48 m/s; 舰船单独作垂荡运动时,耦合模型的出筒速度波动范围的上、下限分别变化了-0.43 m/s和0.47 m/s; 舰船作纵摇、横摇和垂荡复合运动时,耦合模型的出筒速度波动范围的上、下限分别变化了-1.02 m/s和0.98 m/s。相对于非耦合模型,该文建立的耦合内弹道模型,导弹出筒速度的波动范围明显收窄,可为舰船运动下的导弹垂直冷发射内弹道仿真计算提供参考。