火箭弹尾流冲击效应研究

以火箭弹尾流场及发射平台为研究对象,基于计算流体动力学方法,采用有限体积法进行数值离散,建立火箭弹尾焰燃气流场数学物理模型进行计算。分析火箭弹尾焰射流与发射平台的相互作用,探究燃气流场速度、温度和压力等参数分布特性,并研究发射过程中尾焰燃气流对发射平台的冲击效应,得到发射平台关注区域表面压力、温度变化规律。之后对不同材料表面进行数值模拟及实验模拟对比,研究结果表明由钢材料替换铝材料后,钢材料表面温度低于熔点,可减小温度对平台的影响,为火箭弹发射平台防护及优化提供了理论依据。

基于MPC和RBF神经网络的火箭弹姿态调整策略

火箭弹的精准飞行控制目前是国内外军事领域研究中的一个热点话题。针对火箭弹如何能够更好的打击实现精确打击这一问题,提出一种基于模型预测控制和径向基函数神经网络相结合的火箭弹姿态调整策略。该策略利用模型预测控制算法预测得到姿态调整所需的最优的电机修正值,然后利用径向基函数神经网络算法实现对电机的快速调节响应,以此达到调整姿态修正弹道的目的。仿真结果表明,舵控系统的调整过程误差小、反应快、跟踪效果良好,整体策略具有优良的控制性能。使火箭弹飞行姿态控制系统的鲁棒性和快速性得到了很大的提高。很好的将模型预测算法与径向基函数神经网络算法的优点结合到了一起。

火箭弹尾射流对发射平台壁面冲击研究

火箭弹发射时,火箭弹尾部燃气射流会形成波系结构复杂的燃气冲击流场。为分析燃气对发射平台的冲击,基于有限体积法,采用了Realizable k-ω模型,耦合了火箭弹的内弹道过程,建立火箭弹尾部燃气射流三维的数值模拟模型。以安装在发射平台上的火箭发射器为例,分别在火箭弹高角为15°和28°工况下射击时,通过尾部喷出的火药气体流场进行计算,分析尾部火药燃气射流对平台壁面的冲击作用,得到在不同高角射击下不同时刻的气流速度场以及对发射平台壁面的冲击压力,绘制出对壁面的压力曲线图,并且对壁面压力的冲击变化过程做出了分析研究并将其结果与试验对照,验证了数值模拟结果的准确性,在高角为28°时,相较与高角为15°其火药燃气射流对平台壁面的冲击作用明显更大。

小型多联装制导火箭弹弹道设计研究

提出了一火箭弹纵向平面内动力学模型,进行了一种基于伪谱法为的多联装制导火箭弹弹道设计;通过仿真算例对该方法进行了验证和分析。结果表明,该方法能够快速有效进行火箭弹多发连射时弹道设计,对于小型多联装制导火箭弹总体设计具有参考价值。

制导防空火箭弹的多弹串扰仿真研究

在阵地防空作战中,为确保对来袭目标的有效毁伤,采用多枚制导防空火箭弹依次发射的方式进行主动拦截。在此过程中,有可能发生前弹对后弹遮挡的“串扰”现象,干扰了红外导引头的稳定跟踪,导致火箭弹丢失目标的情况。针对此问题,开展了制导火箭弹的多弹串扰仿真算法研究,能够根据火箭弹发射条件、目标飞行参数等信息精确模拟多枚火箭弹之间的“串扰”情况,为不断完善火箭弹的发射策略提供理论指导,具有较高的工程应用价值。

大长径比远程制导火箭弹自适应Super-twisting控制方法

针对具有轻质薄壳结构的大长径比远程制导火箭弹刚体-弹性体耦合动力学控制难题,提出了一种自适应Super-twisting控制方法。首先,将大长径比远程制导火箭弹的弹性模态与外部干扰项视为归一化扰动,建立了考虑参数、模型不确定性的刚体-弹性体耦合动力学模型。针对外部扰动难以实时精准获取的问题,设计了有限时间收敛干扰观测器,能够在大范围气动参数摄动情形下对远程制导火箭弹外部扰动进行实时精准估计。为提高系统鲁棒性,设计了基于Super-twisting算法的自适应有限时间控制方法,使系统能根据状态误差自动调节控制参数,在削弱高频抖振的同时有效提高抗干扰能力。仿真结果表明:所提控制方法在弹体±15%气动参数摄动的条件下,由平飞状态转变为跟踪幅值为10的正弦弹道倾角指令时,实现3.2 s内弹道倾角跟踪误差收敛至0.002°,可实现远程制导火箭弹姿态平稳跟踪控制弹道倾角指令。

基于有限元的制导火箭弹空气舵裂纹成因分析

针对制导火箭弹中空气舵表面出现裂纹的问题,进行有限元仿真分析。通过模拟固化过程的边界约束及固化压力载荷,得出的剪切应力较大位置与实际出现裂纹位置一致;复合材料成型过程中外部施加压力过大会导致空气舵金属芯网格位置与复合材料产生剪切压溃效应,增加结构残余应力,特别是舵芯根部等较薄的复合材料区域出现较大的剪切力时会导致在相应位置的舵面处出现穿透性裂纹;通过优化控制工艺参数能有效改进施压过大以及降温速率过快的情况进而预防表面裂纹的产生。结果表明,该分析为后续空气舵结构设计以及生产制造提供了指导参考。

动静不平衡度对旋转火箭弹散布影响的实验分析

利用旋转火箭弹动、静不平衡度的测试、修正及密集度试验，获得了动静不平衡度的分布规律、量值大小及其对该类火箭弹散布的影响规律．经过对实验结果的对比分析，证明了动静不平衡度都是影响旋转火箭弹散布的主要因素，并为今后的火箭弹设计。

直升机载制导航空火箭弹发展分析

对以LCPK(低成本精确杀伤武器)为代表的直升机载制导火箭弹的作战需求、战技指标、战术运用和技术实现途径等进行了分析。明确了制导航空火箭弹的导弹本质,对其发展做出了预测。提出了“简易控制航空火箭弹”系统的概念。

新型爆冲式安全火箭弹的研制

传统的爆冲式火箭弹用于溜矿井疏通卡堵时．炸药包在井底和边壁时常发生误爆事故为了预防这类事故．研制成功了新型爆冲式安全火箭弹。本文介绍了安全火箭弹的结构原理、设计计算和动力分析以及应用情况.

简控火箭弹的稳健性设计

介绍了一种新型的优化设计方法———稳健性设计。其基本思想是将设计过程分为系统设计、参数设计和容差设计三个阶段。以性能稳定、波动最小为目标，用特种正交表排列设计参数，用方差分析方法分析质量特性值，以确定系统的最优设计参数。本文以某简易控制火箭弹的角稳定系统参数优化为例，概略说明了这种稳健性优化设计计算的基本过程。

喷射反冲式安全火箭弹的研制

用于矿山溜井疏堵的爆冲式安全火箭弹存在着远离卡堵处引爆现象，减弱了爆破对卡堵结构的作用力。为了克服上述缺陷，新研制了喷射反冲式安全火箭弹。本文介绍了喷射反冲式安全火箭弹的结构、原理及其设计计算。

可视化技术在远程多管火箭弹研制过程中的应用

以某火箭弹动态仿真系统为例，介绍了科学可视化技术在火箭弹系统研制过程中的应用。

火箭弹在定向管内碰撞运动的仿真研究

建立了火箭弹在定向管内运动的碰撞模型,并分析了火箭弹在管内运动的受载情况,在此基础上,对火箭弹在管内的碰撞运动过程进行建模和仿真计算,得出其运动规律。质量偏心、推力偏心和弹管间隙是影响火箭弹在管内碰撞作用和初始扰动参数值的主要因素,在考虑上述因素存在情况下,对火箭弹的碰撞运动进行仿真计算,得出一些有益结论。仿真研究为某火箭炮发射动力学分析和射击精度提高打下基础,为火箭弹和定向管的结构优化设计与制作提供参考和借鉴。

合金火箭弹弹体缺陷超声自动检测及信号处理

以超声检测技术为手段,对合金火箭弹弹体进行缺陷自动检测,采用自适应滤波有效地抑制了由于喷水造成的噪声干扰,将系统分析的理论引入到缺陷的超声检测中,通过反褶积技术有效提取表征缺陷信息的特征量,并根据所得的缺陷幅度特征进行C扫描成像,直观地看出缺陷的有无和缺陷所处的轴向位置,根据缺陷时间延时特征实现了缺陷在圆周截面上的准确定位。实验的结果与X射线检测结果比较表明,文中所采用超声检测方法和信号处理技术能够有效准确地检测出合金火箭弹弹体的缺陷,该信号处理方法也适用于其他圆柱圆锥结构物体的超声检测。

一种小口径火箭弹弹头超声检测方法

针对小口径镁合金火箭弹弹头的结构和存在缺陷的类型,采用水浸式的超声检测方法,分析了偏心距和水声程对检测灵敏度的影响,推导出了偏心距和水声程的计算方法。通过与X射线对弹头检测结果的对比分析可知,采用中心频率为5 MHz的水浸式聚焦探头,能准确检测出弹头内部存在的夹杂和裂纹缺陷,并对表面的划伤缺陷也有很高的检测灵敏度。通过C扫描方式对缺陷特征的重构,能直观地判定缺陷的位置、形状和大小。为小口径火箭弹弹头的缺陷检测提供了一种有效的检测手段。

蒙特卡罗法分析随机风对火箭弹落点散布的影响

随机风是影响火箭弹落点散布的一个重要因素。将风场作为典型的随机过程,建立随机风场的工程化数学模型并结合火箭弹被动段动力学运动方程,利用经典的统计试验法——蒙特卡罗法进行随机风作用下火箭弹落点散布的仿真,预测弹丸落点。通过仿真,得出各个表征风场性质的参数对火箭弹落点散布的影响结果,有效分析随机风对火箭弹落点散布的影响,为提高火箭弹射击精度、减小落点散布、进行弹道修正提供实验依据。

某单兵火箭弹作用时间自适应修正方法

针对某单兵火箭弹炸点散布大的问题,提出一种测速后对作用时间自适应修正的方法。通过建立弹丸弹道模型方程,利用MATLAB软件及四阶龙格-库塔算法对弹道方程进行解算,就弹道解算结果与修正方法计算结果进行比较,得出修正公式中的Δt可以忽略的结论。最后通过靶场回收试验和空炸试验进行验证,试验表明该自适应修正方法有效可行,将火箭弹在400 m位置处空炸的炸点精度由原来的-14.3～+12.2 m提高到现在的-2.9～+3.4 m。该研究成果可为单兵火箭弹高精度定时引信设计提供参考。

制导火箭弹GPS/INS全组合导航系统仿真研究

为了提高惯性导航系统(INS)对制导火箭弹飞行信息的测量精度,通过建立包括GPS误差模型在内的17维状态变量的系统动态方程,对增加不同的外部观测信息量对惯导系统的误差修正能力进行了分析,应用卡尔曼滤波方法,并对采用GPS姿态测量信息对惯性导航系统的误差修正能力及滤波器初始估计误差较大的原因进行了模拟仿真。仿真结果表明,由于GPS姿态测量信息的引入,为惯导系统增加了误差的直接观测量,从而使得制导火箭弹的位置、速度和航向误差大大降低。研究结果对改善低成本惯性导航系统对制导火箭弹的导航性能具有一定的现实意义。

滚转状态下卷弧翼火箭弹气动特性的数值模拟

采用滑移网格技术对卷弧翼火箭弹的滚转特性进行数值模拟,并对模拟所得的马格努斯力与风洞实验数据进行分析比较。误差分析证明了滑移网格技术模拟火箭弹滚转特性的准确性;模拟结果与风洞实验数据对比表明,采用细长体外形效果显著,升阻力系数受滚转特性影响较小,因而在本次模拟的火箭弹滚速下,可不考虑滚转来模拟火箭弹的升力系数和阻力系数,得出火箭弹滚转运动对气动参数的影响。