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。

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。

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。

为研究受到侧向膨胀弱约束边界影响的爆轰波在窄直通道内的传播特性,以H₂/O₂/Ar混合气为燃料,采用48步详细化学反应机理,对爆轰波的侧向膨胀过程进行了二维数值模拟。研究了侧向膨胀弱约束气体种类、温度以及可燃预混气高度对爆轰波传播速度和波面结构的影响。研究结果表明:使用氩气或者已燃产物作为弱约束气体不会对爆轰波的侧向膨胀程度和波面结构产生明显影响。当弱约束气体温度为1 000 K、1 500 K和2 000 K时,在已燃产物内传播的激波的速度大于爆轰波的波速,由此产生一道由激波指向爆轰波的诱导激波,该诱导激波会导致爆轰波的速度增加。弱约束气体温度从300 K升至500 K,不会对爆轰波的传播特性产生影响。可燃预混气高度越高,爆轰波速度亏损越小。存在使得爆轰波免于熄灭的最小可燃预混气高度,且这一临界值会因弱约束气体温度的升高而降低,当弱约束气体温度为300 K时爆轰波的无量纲临界传播尺寸h/λ>0.13。研究结果对揭示爆轰波的侧向膨胀损失机理具有重要的意义。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

为强化线圈感应型弹射器对弹射体外形的适应性,提升弹射器的空间利用率,提出了电枢外置式线圈感应型电磁发射器,建立了6组不同条件的发射器模型,通过数值计算求解驱动线圈的磁场分布,通过静态有限元仿真计算驱动线圈和电枢的耦合情况,理论分析了电枢的受力情况,进行了瞬态有限元仿真验证,研究了驱动线圈内径和电枢相对位置对发射器的影响。磁场计算结果表明,驱动线圈内部径向磁感应强度与外部径向磁感应强度近似相等,外置电枢包围的轴向磁通为5.51×10^-5～22.04×10^-5 Wb,内置电枢包围的轴向磁通为2.81×10^-5～17.39×10^-5 Wb,驱动线圈外部的磁感应强度峰值为5.38×10^-3～7.32×10^-3 T,内部磁感应强度峰值为1.57×10^-2～1.93×10^-2 T。静态有限元仿真结果显示,外置电枢与驱动线圈的互感和互感梯度大于内置电枢约1.5倍～3倍。瞬态有限元仿真结果表明,内置结构的效率为2.96%～17.57%,外置结构的效率为4.94%～19.76%。证明了外置电枢包围的磁通约为内置电枢包围磁通的1.27倍～1.96倍,因此在径向磁感应强度接近的情况下,外置电枢可以获得更大的加速力; 驱动线圈外部的磁感应强度大约是内部磁感应强度的1/3,因此外置结构具有更好的电磁防护能力; 外置结构的能量转换效率比内置结构的效率高12.5%～66.6%,因此外置结构具有更高的能量转换效率。

基于基函数约束的最佳误差模型弹道估计(EMBET)是外弹道事后高精度数据融合处理的重要方法,选择合适的基函数,对有效、准确地获取弹道参数和分析弹道特征意义重大。为直观研究不同基函数对外弹道数据融合处理准确性及处理效能的影响,对三次B-Spline基函数和两点三次Hermite基函数表征弹道参数的EMBET数据融合方法进行了比较分析。首先,应用两种基函数对弹道轨迹进行表征,将弹道测量数据的融合处理问题转化为基函数系数的估计问题,从而实现外弹道融合模型的解算。然后,结合武器系统理论弹道特征,通过融合解算实例,对基于两种基函数的数据融合方法进行了对比仿真,分别从弹道坐标、弹道速度和测量元素误差三个方面,对两种数据融合方法的准确度进行了比较分析。仿真结果表明,在相同条件下,基于两种基函数的数据融合方法均可以实现弹道坐标及速度参数的高精度求解,但基于B-Spline基函数的外弹道数据融合方法不仅在待估参数压缩和计算效能方面更具优势,而且弹道速度参数求解精度更高。

潜射导弹是国家威慑力量的重要组成,其出筒过程作为发射的初始关键阶段,存在高压气体对弹底的巨大冲击以及气体和水之间强烈的相互作用等复杂流体动力学问题,具有重要的研究意义。基于压力基下的三维非定常可压缩数值模拟方法,采用VOF多相流模型和重叠网格技术,分别对楔形体入水过程的加速度变化和不同工况下潜射导弹出筒过程中流场变化和弹体运动特性开展了研究。通过对楔形体入水过程的模拟验证了网格的无关性与本文计算方法的有效性。对潜射导弹出筒过程的模拟结果表明:筒底压力越大,出筒速度越快,所受轴向力越大,速度衰减更为迅速,且弹体横向位移越大,所受横向载荷越高; 来流导致了迎流面气体减少,背流面气体增多,两侧流场的不对称形成了侧向力和绕质心的旋转力矩,弹体因此向来流方向偏转; 来流速度越大弹体横向加速度越大,弹体越容易偏移。本文研究结果可以为潜射导弹出筒过程的弹道设计提供理论及技术支撑。

为了解决边条翼升力不足的问题,探究翼身干扰对边条翼弹箭升力的提升情况,采用数值计算方法,对比了亚、超音速范围内边条翼翼身组合模型、常规翼翼身组合模型、仅边条翼模型、仅常规翼模型与仅弹身模型的法向力随攻角的变化情况。结果表明:在亚音速范围内,由于上表面耦合涡涡量大,流速快,而下表面来流受阻碍作用流速慢,上下表面压差变大,翼身干扰对翼身组合模型法向力提升很大,在Ma=0.6且α=20°下翼身干扰对其弹身法向力的提升有195%,对边条翼平均提升幅度有46%; 在超音速下,由于上表面角涡涡量相比于仅边条翼模型提升不大,翼身干扰对边条翼法向力提升有限。翼身干扰的作用区域为翼根附近的弹翼及弹身,边条翼弦长长,受影响的区域大,因而翼身干扰对边条翼翼身组合模型法向力的提升更大。

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。

近年来,数据驱动方法受到广泛关注和研究,数据驱动为内弹道的发展提供了新的研究范式,具有广阔的应用前景和发展潜力。该文总结了近几年数据驱动方法在内弹道领域的相关研究成果,主要介绍了基于数据驱动的内弹道建模技术,以及基于数据驱动的内弹道性能优化方法。该文还讨论了相关研究所面临的挑战,并指出了未来值得进一步研究的方向。

为研究破片形状、质量等因素对预制破片在飞行过程中速度衰减规律的影响,利用25 mm弹道炮对球形破片、长方体破片以及静爆试验回收长方体破片进行了飞行速度测试试验。其中,球形破片直径分别为7 mm和 8 mm,质量分别为3.9 g和4.7 g; 长方体破片尺寸为8 mm×8 mm×7.05 mm,质量7.94 g。采用多普勒雷达测速技术,测量了破片在飞行过程中的实时速度数据,分析了破片速度随时间的变化规律,并运用数值分析方法得到破片速度随位移的变化规律,最后通过数据拟合得到了破片速度衰减系数、球形和长方体破片速度衰减系数与马赫数之间的关系。结果表明:对于球形破片,随破片半径的增大,速度衰减系数呈现减小趋势。对比了8 mm球形破片和8 mm×8 mm×7.05 mm长方体破片的速度衰减系数,发现两种破片的质量相差很大,但平均速度衰减系数接近。1 300～2 100 m/s初速范围内,相比长方体规则破片,静爆试验回收长方体破片的平均速度衰减系数更大,说明其在空气中飞行受到的阻力更大,速度衰减更快。静爆试验回收长方体破片形状与实际战斗部爆炸后产生的破片形状更为接近,试验结果对于战斗部设计及威力评估有更大的参考价值。

为提高大口径火炮密实装药发射安全性,在点传火结构上通常采用底火加中心点传火管结构的点传火方案。传火管内传火药的燃烧和流动可以用一维两相模型来描述,结合主装药床的一维两相流模型,可以建立内弹道双一维两相流数学模型。在给定的装药条件下,利用火药颗粒应力模型及相应破碎模型,对点传火过程中主装药床火药颗粒间应力及其破碎特性进行了数值仿真,分析比较传火管结构及传火药质量对主装药床火药颗粒破碎特征的影响。仿真结果表明:传火药量从90 g增加到110 g,火药颗粒破碎度从2.184增加到2.781,增幅达到了 27.3%; 当传火管长度从0.3 m增加到0.38 m,火药颗粒破碎度从2.487减小到1.35,降幅达到了45.7%; 传火管直径从 30 mm 增加到35 mm,破碎度从2.487减小到1.997,降幅达到了19.7%。传火药质量的增加,会导致装药床火药颗粒破碎度的增大,而传火管长度或直径的增大,降低了传火管内传火药的装填密度,从而导致主装药床火药颗粒破碎度的降低。

在无滚转控制导弹试验工程背景下,以多波束雷达测量体系为例,提出一种导弹跟踪部位布设位置优化方案,用于提高无滚转控制导弹跟踪部位不一致修正精度。首先,通过外测数据获取跟踪部位信息,利用光学设备或遥测设备等测量数据解算出导弹惯导平台中心位置参数,并以此为基准计算出跟踪部位修正量; 其次,运用误差传播原理,分析无滚转控制导弹跟踪部位不一致修正误差,提出了通过布设两个跟踪部位来提高无滚转控制导弹跟踪部位不一致修正精度的方法; 然后,借助三角函数变换分离无滚转控制导弹对跟踪部位不一致修正精度的影响因素,据此优化跟踪部位布设角度、距离来降低无滚转控制导弹对修正误差的贡献。最后,以两个跟踪部位点布设优化为例进行仿真验证。结果表明:该文提出的跟踪部位点布设优化方案能够有效提高无滚转控制导弹背景下跟踪部位不一致修正精度,优化方案有效。

为了研究爆炸载荷冲击下厚度对于泡沫混凝土动态响应及吸能特性的影响,以不同厚度的泡沫混凝土为研究对象,利用有限元软件,开展了0.8 m/kg^1/3比例爆距下,平面尺寸300 mm×300 mm、0～30 mm泡沫混凝土厚度条件下的抗爆数值计算。随后,开展了其中0 mm、10 mm、20 mm和30 mm 4种厚度条件下的泡沫混凝土抗爆试验,验证了数值计算的准确性。通过数值计算,研究了泡沫混凝土在爆炸载荷冲击下的破坏形式及耗能机理,量化分析了泡沫混凝土吸收爆炸波能量的能力,得到了泡沫混凝土的吸能特性及背部铝合金板的变形响应随泡沫混凝土厚度变化的影响规律,推导了相应的工程计算模型。结果表明:随着厚度的增加,泡沫混凝土的破碎区尺寸逐渐减小,当厚度为30mm时,泡沫混凝土的破碎区仅占总体积的2.9%; 泡沫混凝土可以有效地吸收并耗散爆炸波的能量,其吸能能力随着厚度的增加而增加,厚度为5～30 mm的泡沫混凝土分别可以吸收42.8%～91.9%的爆炸波能量; 随着厚度的增大,背部铝合金板的位移响应逐渐减小,当厚度为30 mm时,铝合金背板中心的位移响应下降至23.2 mm,仅为不覆盖泡沫混凝土时的12.6%。

为深入研究弹带的磨损机制,探索弹带塑性变形的本质,对155 mm口径火炮3种弹带的表面形貌、成分、各部分组织及硬度进行对比。研究结果表明:尽管弹带具有不同的结构设计、成分构成以及各异的服役条件,但在服役后,其组织分布呈现出共性规律,其磨损程度与空间位置密切相关。非导转侧磨损普遍较轻,其组织结构主要为等轴组织; 弹带凸起部位顶部因摩擦产生细晶组织,而内部组织形貌基本保持不变; 导转侧上部磨损最为严重,组织演变由表及里呈现出细晶组织、纤维组织、长条组织、等轴组织的空间分布; 导转侧底部的磨损程度低于上部; 弹带工作过程中变形集中在表面,距离表面200 μm以上的内部组织形貌几乎不发生变化。硬度分析显示,非导转侧的硬度与弹带内部相近,而弹带凸起位置上部与导转侧上部均出现“软-硬”结构,其中细晶组织的硬度最低,纤维组织的硬度最高,等轴组织硬度居中。在3种弹带中,H96-2磨损最为严重,而H96-1磨损最小。