为了掌握云爆弹在动态飞行条件下云爆剂拋撒的特性,基于仿真分析和动态抛撒试验,获取了动态条件下云爆剂拋撒云团的成长过程及形成规律。结果表明,云爆战斗部静态拋撒时,云团的形态呈扁平形,随着云爆战斗部运动速度的增加,云团的形态逐渐由扁平形向喇叭形发展,速度越高,喇叭形的开口越小,仿真分析可为云爆战斗部动态抛撒云团的形态预估提供方法。
针对旋转弹飞行姿态测量难题,文中提出了一种基于地磁辅助信息的旋转弹飞行姿态测量方法,采用地磁传感器、MEMS陀螺和GPS组合测量方案,由改进的EKF滤波算法完成弹体三维姿态估计。文中选取152mm旋转弹为仿真对象,结果表明该算法可以快速完成弹体姿态准确估计,经统计得弹体偏航角、俯仰角和滚转角估计误差分别为0.8068°、0.8392°和3.9264°。
为了研究火箭弹气动外形对弹道特性的影响,设计了不同气动外形的火箭弹模型;利用ANSYSFLUENT对不同火箭弹模型飞行流场进行数值模拟,获得其气动特性参数;建立质点弹道模型,利用已经获得的气动力参数进行外弹道仿真,分析气动外形对火箭弹射程的影响。结果表明,经过优化设计的火箭弹模型可以提供0.08~164.53m的射程变化量。研究结果可以为火箭弹气动布局优化设计及其工程应用提供理论和技术支持。
在实际飞行过程中,二维激光弹道修正弹通常先设定期望弹道,生成修正指令使其沿着期望弹道飞行。为抵抗环境干扰,文中提出模型参考自适应的制导方法,基于终端滑模理论的自适应算法使实际弹目视线角收敛到预期弹目视线角附近小范围内。仿真结果显示,提出的方法可以准确拦截目标,并具有优异的量测噪声抵抗特性。
为解决不同射角下二维修正弹偏离方案弹道时的弹道修正问题,研究二维弹道修正弹在控制力作用下弹轴及质心运动规律,针对基于速度方向修正的制导方法和落点预测制导方法的优缺点提出二维修正弹的复合制导方法,在初制导采用速度方向修正的制导方法,在弹道顶点开始采用落点预测制导算法。仿真结果表明,无论在小射角还是大射角下,该复合制导方法都具有较高的准确度。
为充分利用固体火箭发动机CT扫描体数据对发动机内部进行观测,对固体火箭发动机的虚拟内窥镜技术进行了研究:基于CUDA的加速方法实现了光线投影体绘制,通过自动漫游和手动引导漫游实现了内窥镜漫游,研究结果表明基于CUDA的加速方法能够实现较大数据量的体数据实时体绘制,两种漫游方式能够对装药星空表面的缺陷进行有效观察。
为了研究药型罩外罩对内罩作用机理,用示踪法找到射流、杵体材料分界线,在分界线两侧设计两种金属材料,用AUTODYN模拟射流形成。对比单层和双层药型罩、中心带孔和不带孔双层药型罩形成射流及侵彻混凝土区别。研究发现,双层药型罩提高射流头部速度,加深侵彻孔深度,但直径较小;在一定范围内,双层药型罩开孔提高射流速度,使得侵彻深度和孔径达到最佳。因此,当外罩比内罩声阻抗小及药型罩开孔时,均可提高射流头部速度和侵彻深度。
文中提出了一种新型平面增强型六极轨道电磁发射器,平面增强型六极轨道可获得高的电感梯度和优良的磁屏蔽效应,平面增强型六极环向磁场与抛体的正交环向电流相互作用产生电磁推进力,其磁场屏蔽思想是平面增强六极轨道在运动区域磁场互相抵消的结果。根据轨道电流流入方式的不同会造成不同的磁场屏蔽效果和电磁推进力,文中提出3种典型电流流入构型,并对3种典型构型进行详细仿真与分析。
为解决如何在不同任务条件下快速规划出最优投弹方式,提出了对地攻击任务中飞行器投弹规划建模方法。分析攻击精度、炸弹攻击威力、飞行器安全性等3个方面,并考虑投弹任务中的特殊的弹着要求,针对无特殊投弹要求、有投弹高度要求、有弹着角度要求等3种情况进行建模。运用分解的多目标进化算法对模型进行求解,仿真结果表明,文中提出的投弹规划建模方法能满足任务要求、且将投弹效果最优化。
为了大幅提高大口径机枪射速,基于“多头弹”发射原理,建立了14.5mm口径枪弹的“多头弹”模型。在一个单元内集成了九发钨芯脱壳穿甲燃烧曳光弹,建立了“多头弹”的二维两相流内弹道数学模型,获得了内弹道射击诸元,据此进行了多头弹动力学仿真,并对药筒强度进行了校核。结果表明,“多头弹”发射原理在保证2.7万发/min高射速的同时,不会增加身管长度。
为探究美军新型5.56mm步枪弹M855A1的杀伤力、穿甲能力与其原型步枪弹M855相比有何优势,利用三维非线性有限元软件ANSYS/LS-DYNA对M855A1、M855步枪弹侵彻明胶、钢靶、松木靶的作用过程进行了数值模拟。对两种步枪弹在侵彻过程中的结构变化、能量传递等进行了对比分析。结果表明步枪弹M855A1较于M855具有更好的停止作用与穿甲作用。得出了M855A1的结构对小口径步枪弹的设计具有很大参考价值的结论。
为提升利用Matlab进行移动双弥散信道建模及仿真编程的技巧与效率,分析了移动双弥散信道的基本抽头时延线模型;并从等效复基带处理及离散卷积定理出发,给出了基于Matlab编程进行衰落信道仿真测试的基本思路;最后对于抽头系数定量分析、理论衰落特性验证及实际均衡过程进行仿真测试,论证了文中双弥散信道模型框架的正确性,为Matlab信道衰落建模与仿真测试提供了重要借鉴。
远程弹道导弹是大国之间战略博弈的基石,具有重要的战略地位。从远程弹道导弹防御的角度,结合当前军事强国典型远程弹道导弹型号,系统总结了未来远程弹道导弹的主要战术发展趋势,分析了远程弹道导弹防御体系面临的威胁和挑战,结合弹道导弹防御体系的发展动态,阐述了远程弹道导弹防御体系发展的措施和建议,对于未来远程弹道导弹防御体系的建设发展具有一定的指导意义。
提出一种利用实弹射击数据对底排增程弹等效动力学参数进行拟合的方法,并利用拟合出的双参数对诸元进行求解,该方法无需对底排弹的底排装置和药柱的工作机理进行深入分析,也无需建立相关模型和参数估计,提高了工程实用性。试验结果表明,该方法的精度完全能满足炮兵射击的需要。
为降低导弹的飞行试验成本,探索非耗的外场试验方法,提出一种模拟导弹外场动态发射的试验方法,通过仿真验证和实弹靶试,证明该方法设计正确合理,费用低,简单实用。
为了对设计过程中的小口径平头枪弹外弹道作出预测,基于空气动力学原理,建立了小口径平头枪弹的弹头阻力模型。之后进一步将弹头阻力模型和已有摩擦阻力模型,弹底阻力模型结合,得到平头弹飞行阻力模型。将阻力模型与质点弹道方程组联立求解,其结果与实验数据进行比较,发现理论计算结果与靶场实验数据吻合一致,从而证明了该平头弹阻力模型的正确性。
针对动态偏离稳定判据CnβDYN和侧向操纵偏离判据LCDP不能准确预测飞行器高机动状态下偏离稳定性的不足,基于高超声速飞行器耦合动力学模型,采用小扰动原理与系数冻结方法,推导了适用于飞行器全通道耦合的偏离稳定判据,新的稳定判据适用于更多的飞行状态。总结了不同飞行状态下适用的稳定判据,并应用新的偏离稳定判据对实际飞行器进行了偏离失稳分析。结果表明,在高机动状态下飞行器三通道间的耦合对稳定性影响较大,全通道偏离稳定判据能够更精确地反映飞行器的偏离稳定特性。
飞行试验中,弹体离机速度快、自身的滚转运动可能会威胁飞机飞行安全,针对此,提出一种弹体运动姿态测量方法。该方法采用标定好的高速相机测量系统对弹体进行拍摄,之后对弹体上喷涂的多个标志点进行交会测量,最终计算获得弹体的出舱运动姿态参数。此测量方法精度高、计算过程简单,对飞行试验中弹体投放任务具有重要意义。
针对导弹弹体参数辨识问题,以轴向过载为观测量,在发动机地面点火试验推力数据和导弹风洞试验气动数据基础上,设计了推力修正系数和阻力修正系数,并分别建立了导弹发射增速段、续航飞行段和无动力滑行段最小二乘法弹体参数辨识模型,解决了传统最小二乘法辨识方程病态问题,仿真结果验证了该算法的有效性和正确性。该算法适用于导弹工程研制。
针对导弹武器系统使用质量的重要性和评估指标的复杂性,提出了导弹武器系统使用质量综合评估模型。根据导弹武器系统使用质量的影响因素,从作战性能、使用可靠性、使用维修性、使用保障性、使用测试性和使用适应性6个方面建立了评估指标体系。通过基于粗糙集和相邻优属度法的综合赋权法确定了指标权重,利用理想点法对导弹武器系统使用质量进行了综合排序。最后,通过算例验证了所建模型和计算方法的有效性与合理性。
为提高弹药对轻型装甲的毁伤能力,提出一种内含低密度材料的新型弧锥结合药型罩。使用有限元软件LS-DYNA模拟EFP成型与侵彻的过程,分析了各曲率半径对EFP成型的影响规律。结果表明:所设计的药型罩可以形成具有PELE结构的EFP,药型罩外曲率半径取10~70mm,装填物外曲率半径取30~60mm,装填物内曲率半径取47~59mm,药型罩内曲率半径取45~55mm时EFP成形效果较好。优化得到的EFP在射入靶板时产生横向效应使其扩孔,并在穿透靶板后形成高速破片对目标内部二次毁伤。
文中研究分析了某型火箭炮不经试射而直接进行效力射诸元精度阈值的意义,基于无控弹炮兵射击理论推导出某型火箭炮直接进行效力射诸元精度阈值计算模型,通过仿真实验对模型进行了验证,结合对某型火箭炮有无跟踪低空风雷达射击准确度数据的对比分析,指出通过加装低空风雷达,可以使火箭炮射击诸元精度达到直接效力射的要求,对确定某型火箭炮总体技术方案和实现该炮突出适应高原山地等特殊地形环境要求具有重要意义。
开展空地导弹作战效能的评估研究,对其作战使用、改进研制具有重要的意义。在效能评估时,如何科学、合理的确定指标权重是一个非常关键的问题。针对现有指标权重确定方法存在的主观性强、指标相对重要程度存在不确定性等不足,提出一种可拓AHP熵权法来确定指标权重,结合云理论,建立了空地导弹作战效能的综合云评估模型。实例分析表明该模型可准确、有效的评估空地导弹的作战效能。
采用基于结构重叠网格数值方法对大长细比导弹从平飞状态拉起至大攻角状态的非定常流场进行数值仿真,并将仿真结果与若干固定攻角状态的静态计算结果对比分析,发现两种情况下的结果存在明显差异,静态的横向结果偏大,动态的纵向结果偏大。结果表明在导弹的工程研制中,气动设计应充分考虑“动静结合”的设计方式,以期达到最优效果。
针对旋转弹箭兵器风洞测力试验微量滚转力矩测量精度低的问题,提出了内外分立式测量元件新型结构型式,开展了应变天平结构优化设计和灵敏度有限元设计,成功地研制了一套新型风洞测力试验微量滚转力矩测量应变天平。静态校准精度满足风洞试验应变天平GJB2244A-2011标准,滚转力矩分量动态校准精度达到弹箭兵器标模风洞测力试验精度规范先进指标,提高了旋转弹箭兵器风洞测力试验精度。
