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。

电磁轨道炮内膛尺寸精度与发射过程中枢轨高速滑动电接触状态密切相关,准确获取内膛尺寸可有效指导其电枢设计、枢轨匹配性研究等工作。根据轨道炮异形炮膛截面及其形貌特征,并结合内膛间距变化形态,提出一种基于角平分线特性的内膛尺寸高精度测量方法,通过将局部长度范围内两条轨道空间位置关系等效成一定角度张开的两条线段,以角平分线为测量基准,在其上任取一测量点,过该点分别做两条轨道的垂线,定义两垂足的连线即为该测量点处的轨道间距值。通过开展样机设计、全系统误差分析及对比校核,对某口径轨道炮轨道间距进行工程实测。结果表明测量误差≤0.05 mm,满足精度要求。通过获取轨道间距准确数据,可对后期电磁发射装置数值建模、装配工艺及性能检测提供不可或缺的测量手段,进而促进轨道炮武器的工程化应用。

弹道学是兵器科学与技术的基础学科之一,同兵器技术的发展息息相关。伴随着智能弹箭的兴起和发展,智能弹道理论与技术将是今后外弹道学发展的一个主流方向。但如何理解智能弹道的概念、内涵和功能,智能弹道同已有弹箭的飞行弹道有何差异、所依托的关键技术有哪些、难点何在,以及后续发展中应注意的问题等这些内容尚在探讨中。该文以展望外弹道学发展为着眼点,以外弹道理论与技术为基础,对上述问题展开分析和梳理,以期为后续智能弹道理论与技术的发展提供帮助。应当指出,智能弹道理论与技术引出了众多外弹道学新问题、新概念、新术语和新技术,需要外弹道学研究人员不断探讨,并在发展研究中逐渐完备其理论。该文仅是抛砖引玉,希望有更多外弹道学研究人员来开展这方面研究,逐步形成智能弹道理论体系。

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。

基于高速摄像方法开展串列双圆柱倾斜入水试验研究,分析串列双圆柱入水空泡演化特性及运动特性的变化规律。结果表明:当双圆柱入水时序差为3.5 ms时,圆柱Ⅱ(后入水圆柱)入水后进入圆柱Ⅰ(先入水圆柱)的空泡中并与之碰撞。根据独立扩张原理,圆柱Ⅰ在被撞击后获得瞬间的加速,从而使撞击位置截面的空泡迅速扩张,形成嵌套空泡。碰撞破坏了双圆柱的稳定性,导致两个圆柱在水中翻转。当时序差在10.2～31.8 ms范围内时,圆柱Ⅱ入水后进入圆柱Ⅰ的空泡中,未与圆柱Ⅰ发生碰撞,在穿破圆柱Ⅰ空泡壁后再次进入水中运动。由于圆柱Ⅱ在空泡中运动时受到的阻力显著低于水中运动,因此具有较好的存速性能。当时序差为48.2 ms时,圆柱Ⅰ空泡尾部在浮力作用下上飘明显,两个圆柱的空泡壁面之间的排斥作用导致圆柱Ⅱ受到压力后轨迹偏移,圆柱Ⅱ入水后没有进入圆柱Ⅰ的空泡中。圆柱Ⅱ入水运动特性与单个圆柱相似,所以圆柱Ⅰ入水后流场的扰动对圆柱Ⅱ的影响很小。但是随着圆柱向下运动,两个圆柱周围空泡之间的相互作用影响了圆柱Ⅱ在水中运动的姿态。

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。

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。

电磁轨道发射作为电磁发射技术的重要分支,具有发射速度高、射速可调节等显著优势,被誉为改变未来战争样式的颠覆性技术之一。目前,电磁轨道发射技术仍然面临射击精度低及装置寿命短等关键瓶颈问题,这些都与电磁轨道发射装置所涉及的复杂电、磁、热和力等多领域耦合发射动力学行为密切相关,然而国内外对极端冲击条件下电磁轨道发射装置的系统动力学分析尚缺少成熟理论方法和技术手段。针对上述情况,从动力学建模、性能预测、优化设计等方面综合阐述近期电磁轨道发射系统动力学理论与设计方法的国内外研究进展,总结相应的研究方向和需求。随着电磁轨道发射装置的工程化发展,电磁轨道发射系统的建模与仿真应考虑发射环境的全系统因素,建立电磁轨道发射装置和发射环境耦合的发射动力学性能快速预测和优化设计系统,详细阐明电磁轨道发射装置和发射环境多领域耦合振动机理等基础科学问题,为电磁轨道发射装置系统动力学的深入研究和相关装备研制提供支撑。

为研究射流环境中声阻抗差异对爆轰管口流场结构的影响规律,建立爆轰管内外流场的轴对称模型,采用OpenFoam平台的rhoReactingCentralFoam求解器进行耦合求解。通过在管口处构建氩气、氢气和空气混合物、氦气3种自由射流区域,结合管口处是静止空气时的仿真结果,分析了管内外介质声阻抗差异对爆轰流场结构的影响。结果表明:氩气射流和静止空气会使爆轰波溢出管外时,在声阻抗间断面处形成反射激波; 氦气射流会使爆轰波溢出管外时,在声阻抗间断面处形成反射稀疏波; 氢气和空气混合物射流则对该过程无影响。在氩气射流和静止空气中形成的马赫盘减小到基本消失,滑移线和其后的超音速区域在马赫盘附近相遇; 氢气和空气混合物射流和氦气射流中的马赫盘减小后仍保持一定大小,滑移线和其后的超音速区会在离马赫盘较远的地方相遇。自由射流与可爆混合物的声阻抗差异会使前导激波波阵面发生变形并改变其指向性。氩气射流中的前导激波阵面在靠近中心轴线处弯曲程度减小,静止空气中的前导激波大致呈现球面波的形态,氢气和空气混合物射流与氦气射流中的前导激波阵面发生凸起。

为了深入研究尾翼式弹箭的气动特性变化规律,基于滑移网格方法开展了旋转式尾翼弹箭非定常绕流流场的仿真计算,利用ANF标模风洞实验结果验证了数值仿真方法的正确性。以某十字布局尾翼式弹箭为研究对象,在不同马赫数(Ma=0.9～2.0)、攻角(2°,4°)、旋转速度(π rad/s,2π rad/s,4π rad/s)、尾翼斜切角(0°,1°,2°)下,分析了旋转式尾翼弹箭的各气动特性参数变化规律及其影响机理。计算结果表明:旋转速度对弹箭的纵向气动特性(阻力、升力、俯仰力矩特性)基本没有影响,主要影响滚转特性和马格努斯特性; 斜切尾翼角对弹箭的升力特性参数和俯仰力矩特性基本没有影响,主要影响阻力、滚转以及马格努斯特性; 弹箭绕其纵轴旋转(0°～360°)过程中,阻力特性参数和升力特性参数呈现周期性变化规律,并且当弹箭旋转至45°时,瞬时升阻比最小; 弹体是产生阻力特性的主导因素(85%左右); 弹体和尾翼对升力特性的贡献各占50%左右。因此,在弹箭设计过程中要注意斜切尾翼角度以及转速所带来的影响,选取合适的斜切角。

为实现潜射导弹出水姿态的快速精确计算,建立了海洋流场模型和潜射导弹出水动力学模型,分析了空化现象对弹体水动力特性的作用,研究了弹体速度,海流速度,波浪高度以及出水相位对导弹出水姿态的影响。研究结果表明,在速度不高于20 m/s的情况下,空化效应对出水过程中导弹姿态的影响较小; 弹体速度直接影响导弹受波浪力的作用时间,弹速越低,潜射导弹受波浪力影响越长,出水姿态参数变化越明显; 海流流速越大,导弹姿态受扰动越严重,侧向偏距越大; 波高影响波浪力幅值大小,对出水姿态参数有着直接的影响,波高越大对出水姿态参数的影响越大; 出水初相位和流速主要影响流体质点的运动方向,改变波浪附加惯性力,导弹在波谷和波峰位置出水对导弹姿态影响最大,波节介于两者之间。

嵌入后退式子母弹分离过程中,当子弹的后、中吊挂脱离导轨后,子弹运动姿态受到母弹的牵连,处于半约束状态,吊挂与导轨间的接触碰撞和母弹对子弹的气动干扰对分离过程具有极大的影响。为了为嵌入后退式子母弹高速分离安全性设计提供重要的理论支撑依据,确保子母弹安全分离,提出了子母弹高速分离高精度时空数值仿真安全性评价方法。在构建子母弹分离过程变构型气动力响应面模型和变构型变质量多体动力学模型的基础上,建立了子母弹分离过程变构型变质量组合体多体-气动流固耦合高精度时空数值仿真平台。基于该模型对不同的初始边界条件的子母弹分离过程进行仿真计算,获得了子母弹分离过程中的姿态参数,可对子母弹分离安全性进行动态评估; 确定了子母弹可安全分离初始边界条件,为制定有利于提高子母弹高速分离安全性的技术措施提供了量化设计依据。通过仿真算例和试验表明,所构建的子母弹高速分离高精度时空数值仿真平台具有较高的准确性和可信度,研究结果对嵌入后退式子母弹高速分离安全性评价具有非常重要的工程价值。

为研究暴雨条件对滑翔制导炮弹气动特性的影响,基于双向动量耦合的欧拉-拉格朗日方法,采用考虑转捩的剪切应力输运湍流模型(Transition SST)和三阶精度的MUSCL格式,建立了暴雨环境下的滑翔制导炮弹气动特性计算模型并进行数值模拟。结果表明:与无雨条件相比,降雨在弹丸表面形成了贴体水膜层,后续雨滴粒子下落时,会冲击弹丸表面水膜形成凹坑,增加了弹丸表面的粗糙度; 随着飞行速度的增加,弹体表明温度逐渐升高,水膜层的厚度随着蒸发不断减小; 当炮弹以亚跨音速飞行时,暴雨环境对炮弹气动系数有较大的影响,当炮弹以Ma=0.8 的速度在降雨强度为2 200 mm/h的工况下飞行时,阻力系数提高了27.39%,升力系数减小了18.09%。同时,随着降雨强度的提高,炮弹阻力会呈现先增加后减小再增加的趋势,但此差异会随着炮弹飞行速度的增大而逐步消失,而升力系数会不断下降; 在降雨强度不变,炮弹飞行速度达到Ma=0.95时,阻力系数提高了32.29%,升力系数减小了18.38%; 当炮弹飞行速度达到Ma=1.2时阻力系数提高了21.76%,升力系数减小了18.87%。

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。

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。

针对某构型陶瓷复合装甲板开展了12.7 mm穿甲燃烧弹的侵彻试验,得到了枪弹对复合装甲板的极限穿透速度和靶板的毁伤形态。基于LS-DYNA光滑粒子动力学方法,建立了枪弹侵彻陶瓷复合装甲板的有限元模型,通过对比试验和数值模拟得到的枪弹对靶板的极限穿透速度、陶瓷板正面的破坏形态和穿孔尺寸、复合靶板背面变形及损伤情况,验证了该模型的正确性。利用建立的有限元模型分析了枪弹着靶攻角对侵彻过程中枪弹和靶板动态响应的影响规律。研究结果表明:相较无攻角情况,攻角不大于6°时,由于枪弹头部与接触面积较小,增加攻角可增强枪弹对陶瓷复合装甲板的侵彻能力; 当攻角进一步增大后,枪弹穿透陶瓷靶板后,由于枪弹偏转角度较大,其尾部仍与陶瓷板中央破碎区外未破碎的陶瓷相互作用,消耗了其部分动能,导致其侵彻能力下降。陶瓷吸收的能量约为复合材料层的5倍,即枪弹着靶攻角主要通过影响陶瓷板的吸能情况影响最终靶板的穿透情况。

为研究小口径预制破片弹药在末端防御中的毁伤效能,采用有限元方法对预制破片弹战斗部的起爆过程进行模拟计算,分别研究装药底部中心位置起爆、单点偏心起爆、双点对称起爆、中心-偏心双点起爆4种起爆形式下,预制破片飞散的特性,获得预制破片平均终速、平均飞散角及分布占比的变化规律。研究结果表面:装药底部中心起爆时,预制破片的飞散速度存在分层现象,71.7%的破片速度在300～800 m/s之间,平均飞散终速约为687.1 m/s,且约91.7%的破片飞散角度分布在±45°区间内。改变装药起爆位置后,预制破片的平均飞散终速发生变化,单点偏心起爆时,随着偏心距离的增加,破片的平均飞散终速减小约1.2%～2.5%; 双点起爆2种工况下,预制破片的飞散终速随偏心距离的增加呈现减小-增加-减小的趋势,适当增加偏心距离,破片平均飞散终速提升约5%。在偏心起爆方式下,破片的平均飞散角度随着起爆位置偏心距离的增加而波动减小。因此,为提升战斗部的毁伤能力,对于双点起爆方式,可适当增加起爆点间的偏心距离; 对于单点起爆方式,则应适当缩小偏心距离。研究结果可为指导预制破片弹药战斗部的设计提供参考。

为研究屏蔽装药的冲击引爆特性,从理论上建立了带屏蔽板殉爆现象的量纲分析方法。采用ANSYS/LS-DYNA 有限元软件对屏蔽装药的冲击引爆过程进行数值模拟,重点分析了屏蔽板厚度、主发装药的质量、主发装药的长径比和爆距对屏蔽装药冲击引爆的影响。利用(非)线性最小二乘法,拟合得到屏蔽板厚度与殉爆距离的函数关系以及主发装药的质量与殉爆距离的函数关系。结果表明:量纲分析结果和拟合关系式吻合良好,充分论证了拟合公式的有效性和准确性。非接触爆炸时,随着屏蔽板厚度的逐渐增大,殉爆距离呈指数衰减,屏蔽板厚度在3 mm以内时,增大屏蔽板厚度对殉爆距离影响较大; 大于3 mm时,进一步增大屏蔽板厚度对提高炸药抗冲击引爆毁伤能力影响显著变小。非接触爆炸时,在主发装药长径比保持不变的情况下,殉爆距离与主发装药的半径呈线形关系,与主发装药的质量呈立方根关系; 在主发装药质量保持不变的情况下,当主发装药和被发装药的直径相等时,殉爆距离最大。

轻型复合装甲是现代装甲防护系统的研究重点之一,为了研究不同陶瓷厚度陶瓷/纤维复合靶板的抗侵彻性能,开展了12.7 mm穿甲燃烧弹在同一工况条件下正侵彻芳纶/SiC陶瓷/UHMWPE纤维复合靶板的弹道试验。回收试验后的弹芯和靶板,观测分析了弹芯和陶瓷的破碎特征和失效模式,同时对回收的弹芯和靶板碎片进行筛分、称重,分析弹芯和陶瓷碎片的累积质量分布规律,表征了陶瓷/纤维复合靶板的抗侵彻性能。研究结果表明:弹芯头部破碎呈粉末状,身部破碎成大小不规则的碎片,而剩余弹芯无破碎且断口表面呈规律性断裂特征。通过扫描电子显微镜对剩余弹芯的断口处进行观测,发现断口处存在规律性的解理性断裂特征,表明弹芯断口处的主要失效模式为拉应力作用下产生的脆性断裂和局部的塑性变形,且为多次断裂失效作用的结果。陶瓷破碎形态为环状裂纹、径向裂纹以及两种裂纹相互交织形成的含有锥角的陶瓷锥,且随着陶瓷厚度每增加1 mm,陶瓷锥锥角增大约11.67%。陶瓷破碎区域分为粉碎区和裂纹区,粉碎区是以着靶点为中心圆形区域,且陶瓷厚度每增加1 mm,粉碎区面积增大约11.13%。对弹芯和陶瓷碎片统计分析发现,弹芯和陶瓷碎片累积质量分布规律均符合Rosin-Rammler幂率分布函数,且随着陶瓷厚度的增加,平均特征尺寸减小,弹芯与陶瓷的破碎程度增大。

电涡流制退机具有无液体泄漏、无需密封、阻力稳定的优势。与目前应用较多的永磁式电涡流制退机相比,混合励磁式电涡流制退机采用线圈替代了一部分永磁体,对阻力特性的调节效果更好。对比了混合励磁式电涡流制退机2种可能的结构形式,然后根据磁路分析与初步计算选择出具有更好阻力性能的结构。针对该结构,利用等效磁路法计算气隙磁场,采用子域模型考虑感生涡流影响,建立了求解混合励磁式电涡流制退机阻力值的等效子域模型。根据某口径火炮反后坐要求,确定了制退机的主要尺寸参数,完成了混合励磁式电涡流制退机结构参数的前期设计,并通过数值计算对解析计算结果进行了验证。接着,针对某口径火炮发射时的工况建立仿真模型,以炮膛合力曲线和复进机力的后坐行程函数曲线作为条件输入,分析强冲击载荷下混合励磁式电涡流制退机的电磁阻尼力、后坐位移和后坐速度规律。最后,分析了不同气隙宽度与内筒的电导率对电磁阻尼力的影响,结果表明气隙宽度越小电磁阻尼力越大,同时过大的内筒电导率会导致电磁阻尼力呈现“马鞍”型。本文研究可为混合励磁式电涡流制退机的工程化应用提供理论基础。

为提升某大型起竖-翻转设备的快速响应能力,开发了一种新型燃气-液压混合作动装置,针对该新型混合动力装置,建立了变构型燃烧“凹型”药柱燃面推移变化数学模型及气液混合作动装置内弹道数值计算模型,完成了样机研制和空放试验研究,通过变构型燃烧“凹型”药柱的燃面匹配设计,实现了对不同燃烧阶段作动装置的快速建压和流量的稳定输出控制,验证了本文所建立的内弹道数值计算模型的准确性及该混合作动装置系统设计的可靠性。在此基础上,分析了“凹型”药柱设计参数对作动装置工作性能的影响,计算结果表明:作动装置输出流量的大小和响应时间的快慢主要与“凹型”药柱初始燃面及增面燃烧阶段肉厚的大小相关,药柱整体高度则决定了作动装置系统工作时间; 在本文计算工况下,凹槽直径和药柱高度每增加10 mm,作动装置响应速度、平均输出流量和工作时间分别提升0.09 s、13 L/min和0.2 s左右。研究结果可为大型起竖装置的快速展开提供一种新的动力源及内弹道设计方法。

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。

大口径加榴炮主要以模块装药结构为主,炮管内部流场复杂。基于模块装药结构,对短管炮内部燃烧场分区域建立二维轴对称两相流内弹道数理模型,采用MUSCL格式对该模型进行离散求解,编制程序对短管炮膛内流场进行了数值模拟,研究两模块装药结构在燃烧过程中的膛内流场特性以及不同破膜压力对两模块装药结构膛内燃烧的影响。仿真结果表明:与实验值相比,计算获得的膛内压力全局平均误差约为7.42%,峰值误差仅0.72%,说明所建立的内弹道数学模型与编制的程序能够较好地对两模块装药火炮发射过程进行数值模拟。模块药盒对火焰波的传递有阻碍作用,在模块药盒破裂之前,火焰波与压力波主要在模块内部流动,与外界物质交换较少。模块药盒破碎后,火药颗粒才随着压力波向膛内自由空间运动,火焰波和压力波开始在膛内传递。随着模块药盒破裂压力的增大,模块装药膛内发射药燃烧越充分,压力上升时间减少。点火药燃气从传火孔处向周围区域扩散,膛内温度也从传火孔处开始升高,逐渐向四周传导,从而点燃发射药。

为提高滑翔制导炮弹在爬升段和滑翔段的气动弹道性能,实现大幅度增程的目的,基于尾翼变后掠变展长的形式对常规固定外形的滑翔制导炮弹进行变外形设计。采用Missile Datcom作为气动计算工具,以尾翼展长和后掠角作为变形参数,并调整舵翼的外形参数,基于NSGA-Ⅱ多目标优化算法对滑翔制导炮弹的爬升段(优化目标为弹丸的零升阻力系数和静稳定储备量)和滑翔段(优化目标为弹丸的升阻比和操纵比)分别进行了变外形多目标优化设计,最终获得各飞行段的最优外形方案。数值仿真结果表明:优化后的变外形方案可明显改善该滑翔制导炮弹各飞行段的气动弹道性能。在本文设定的飞行条件下,爬升段阻力系数降低了13.3%,滑翔段升阻比增大了36.1%,弹丸在整个飞行过程中稳定性适当,且稳定性和操纵性、舵偏角与平衡攻角匹配较好; 相较于基准固定外形方案,滑翔控制条件下采用变外形方案的滑翔制导炮弹射程增加了8.4%,增程效果显著。本文工作为滑翔制导炮弹的变外形方案设计提供了参考。

针对滑翔制导炮弹末制导过程中的攻击角度与攻击时间控制问题,为简化制导律设计、方便工程应用,提出了一种将现有高性能非时间约束制导律扩展为可处理时间约束形式的方案。该方案以非线性导引模型为基础、现有制导律作用下的弹丸飞行轨迹为参考轨迹,通过为弹丸预设合理的飞行时间并结合轨迹预测的方法,将滑翔制导炮弹的末制导过程分为2个阶段。第一阶段制导炮弹在扩展后的制导律作用下飞行,通过增加参考轨迹曲率、延长弹丸飞行时间的方式使攻击时间误差在有限时间内收敛至零; 第二阶段制导炮弹在原始制导律作用下飞行,直至命中目标以满足脱靶量与攻击角约束。同时,通过不同工况下的大量仿真,研究了设计参数的取值范围对第一阶段中弹丸攻击时间误差收敛性能的影响。该扩展方案的推导过程无需现有制导律的显式表达,具有一定的通用性。研究结果表明:通过合理的参数设置,扩展方案可以在现有制导律的基础上实现攻击时间控制,且制导指令光滑,需用过载较小,符合作战任务要求。

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。

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。

弹丸挤进身管是一个极其短暂的过程,伴随着强冲击、高过载和高温的力学环境。在此过程中,均质黄铜弹带在阳线作用下发生弹塑性变形及损伤破坏,致使武器身管内表面挂铜现象普遍存在。随着内凹六边形负泊松比蜂窝结构的广泛运用,结合该结构优良的减载和抗冲击性能,提出了一种新型内凹六边形负泊松比蜂窝结构弹带,并建立了弹带挤进身管的有限元模型,研究了内凹六边形负泊松比蜂窝结构弹带在正装药条件下挤进身管过程中的变形模式与力学特性。研究结果表明:内凹六边形负泊松比蜂窝型结构弹带能够满足发射时的内弹道性能要求,与传统均质黄铜弹带相比,在挤进过程中弹丸运动规律无显著差异; 由于内凹六边形负泊松比蜂窝结构弹带经历了线弹性、平台区和密实化3个变形阶段,弹带表层有轻微的损伤与断裂,且与身管内表面贴合较好; 与常规弹带相比能够极大减小弹带挤进时的损伤耗能,损伤耗能最大值降低了76.9%。内凹六边形负泊松比蜂窝结构弹带能够减少身管内表面挂铜现象的发生,在一定程度上减少身管表面烧蚀,提高身管寿命。