《火炮弹道学》

内容简介本书内容包括火炮外弹道学和内弹道学两大部分。外弹道学部分详细介绍了质点弹道的基本方程及其解法,弹丸飞行稳定性的基本理论,弹丸一般运动微分方程组及运动稳定性分析的基本概念,弹丸的外弹道特性及散布和射击误差分析,同时简要介绍了射表及其编拟方法,以及外弹道设计。

内弹道学发展与展望

随着作战目标本身防御能力的增强,对武器性能的要求越来越高。内弹道性能的优劣直接影响到火力系统的作战效能。因此,内弹道学的研究,不仅在过去、现在,而且在未来仍将是兵器研究中的热点。它的发展与武器的总体设计、工程研制、生产定型、作战使用等密切相关。科学而全面地认识内弹道过程中的多物理场耦合机理、武器发射安全性、超高速武器发射可行性等问题,逐渐成为当前内弹道学领域基础与应用研究的重要课题。为此,该文回顾了内弹道学的发展历史,讨论了内弹道学理论模型与数值仿真技术,探究了内弹道学在新概念发射技术研发中的关键作用,强调了内弹道性能优化研究的必要性等。此外,针对我国国情,讨论了未来内弹道学的发展方向,为今后的研究提出了建议。

滑翔增程制导炮弹弹道特性分析与设计

滑翔增程制导炮弹与普通的舰炮相比,精度高,射程远,成本低,能够在对岸进行火力支援等方面发挥重要作用,是国家军队急需发展以应对现代化作战的重要制导武器。针对滑翔增程制导炮弹初始发射条件的选取和发动机点火时刻的设计,采用遍历性计算方法进行了分析,得到了最优发射条件和发动机点火时刻。以此为基础,采用最大最大升阻比法设计了增程弹道,仿真结果表明,以最大升阻比为原则的方案弹道结合选取适当的初始发射条件和发动机点火时刻,能够有效提高滑翔增程制导炮弹的射程,对于指导工程实践和作战运用具有重要意义。

一种新型后舵尾控修正弹的弹道控制仿真

为增强修正弹控制舵的快速响应能力和弹道修正效果,且理论上减弱舵片在高旋状态下对弹体的气动扰流影响,设计一种控制舵置于质心后部、与弹尾部高度配合的新型二维修正弹。建立弹体模型,设计以优化后的新式制导方案和比例微积分控制法为主体的组合控制策略,分析无控和有控状态下关键变量参数的变化规律,对基于参数最优值下的弹道修正过程进行仿真计算;采用蒙特卡洛打靶法分析扰动状态下的落点散布情况。仿真结果表明:此控制策略下后舵尾控弹的实际滚转角吻合于输入指令,整个过程速度高低角和方向角的变化范围仅为2°和7°,基于最优值的控制修正过程和扰动状态下的最终落点情况也保证了弹体进行平稳运动的同时具备更优的偏差修正能力,进一步证实了设计的新型弹体模型具有较高的可行性和参考价值。

双层三阶多项式拟合的弹道导弹发射点估计方法

发射点估计是炮位侦察校射雷达的重要任务之一。在仅利用雷达测量数据的情况下,先通过三阶函数拟合弹道导弹主动段时间-高度曲线估计导弹的绝对发射时刻,从而求得各个弹道轨迹点相对于绝对发射时刻的相对发射时间,然后再次利用三阶函数拟合主动段相对时间-水平位移,进而得到弹道导弹发射点估计结果。通过弹道导弹运动模型仿真具有一二级助推的弹道数据,并增加雷达观测误差,分析验证了所提方法的有效性和精确性。经测试,所提方法求解过程简单,对主动段弹道拟合准确,发射点估计精度达到0.6%以内,定位误差较传统方法降低了50%以上。

球形破片侵彻弹道明胶实验研究

为研究破片对人体的力学损伤机理,采用弹道明胶作为人体软组织替代物,开展了球形破片侵彻明胶实验研究。球形破片驱动装置为57/10二级轻气炮,利用超高速摄像机记录了Φ4 mm、Φ5 mm、Φ6 mm球形钢质破片,以600~1150 m/s速度侵彻明胶过程,并采用图像处理方式获取了明胶瞬时空腔数据。实验结果表明:瞬时空腔直径随着时间推移形成两个膨缩阶段,呈现周期性变化规律;基于实测球形破片速度-位移衰减关系,定量描述了3种直径球形破片侵彻明胶的运动规律;根据球形钢质破片的存速系数比29.90 mm^(-1),可快速预测该类破片侵彻弹道明胶过程中侵彻深度与侵彻速度之间的关系。研究结果可为深入分析生物致伤机理提供参考。

拓展高原环境的航空炸弹弹道快速解算方法

为快速、精确地求解高原环境下的航空炸弹弹道,在经典弹道模型的基础上,面向高原环境提出一种基于改进Runge-Kutta的航空无控炸弹弹道解算(improved Runge-Kutta based uncontrolled bombs trajectory calculation,IRK-UBTC)方法。首先,针对炸弹下落过程中时刻变化的环境参数,提出了基于起飞点的空气比重函数估算方法。然后,引入战斗机所处环境的温度、湿度、纬度、科尔奥利力等信息对经典炸弹质心运动微分方程组进行重构。最后,在三阶Runge-Kutta算法的基础上,提出了带误差控制机制的微分方程组实时解算方法。实验结果表明,该方法在1.4 GHz主频的嵌入式计算机中的解算周期小于5 ms,且最大射程误差小于0.2%,能够被有效应用于高原地区航弹弹道的实时解算。

SEBS凝胶的创伤弹道特性

苯乙烯-乙烯-丁烯-苯乙烯(Styrene Ethylene Butylene Styrene,SEBS)嵌段共聚物与白油混合制成的凝胶拥有与弹道明胶类似的性质,且相比于弹道明胶,具有良好的温度稳定性、优异的透明度和耐老化性能。为了研究SEBS凝胶替代弹道明胶进行创伤弹道试验的可行性,对其力学特性进行全面测量。采用万能材料试验机和改进的霍普金森压杆对4种质量分数(15%、20%、25%和30%)SEBS凝胶进行准静态和动态力学特性的测试,研究共聚物含量对凝胶力学性能的影响,并与10%和20%弹道明胶力学性能进行对比,以确定与弹道明胶力学性能最为接近的质量分数。采用5.8 mm步枪弹直接侵彻3种质量分数(15%、20%和25%)SEBS凝胶,通过高速摄影机拍摄弹丸运动姿态和靶标内瞬时空腔演化过程,并与侵彻10%质量分数弹道明胶试验结果进行对比。试验结果表明:准静态压缩下10%弹道明胶的应力-应变曲线介于15%和20%SEBS凝胶之间,20%弹道明胶的应力-应变曲线介于20%和25%SEBS凝胶之间,高应变率下20%和30%SEBS凝胶力学特性分别与10%和20%弹道明胶接近;15%SEBS凝胶的最大空腔直径与10%弹道明胶最为接近,但空腔的膨胀和收缩速度高于弹道明胶;所得研究成果可为SEBS凝胶替代弹道明胶作为新的软组织替代物提供数据支撑。

基于弹道亏损形状特征的堆积脉冲识别方法

识别与拒绝堆积脉冲是提升高辐射环境下X荧光光谱性能的有效方法。本文提出一种堆积脉冲甄别方法,该方法首先将原始脉冲成形为三角脉冲和梯形脉冲;然后计算其幅度比值,该比值称为时不变脉冲形状标签(TIPS);最后通过TIPS的大小判别脉冲是否堆积。这种方法不需要测量脉冲宽度,且不受脉冲幅度变化的影响。与逆锯齿波成形器相比,三角脉冲成形器能更有效地抑制TIPS展宽,从而有利于甄别堆积脉冲。在1.22×10^(6)s^(-1)通过率下,使用该方法识别铅黄铜样品中堆积脉冲。结果表明,当非堆积脉冲损失率为15%时,准确率、召回率及F1得分分别提升到73.55%、78.75%和76.06%,铜的Kα峰峰总比提高到76.60%。本文提出的方法可以有效识别堆积脉冲和提高能谱的峰总比。

平头射弹前体参数对弹道稳定性及射程的影响

为研究超空泡射弹前体参数对弹道稳定性和射程的影响规律,建立一种基于模态动力学的流场与弹道高效耦合仿真方法,提出超空泡射弹尾拍过程稳定度和有效射程的量化评价方法,完成针对泡型计算方法和尾拍弹道求解方法的合理性验证。在此基础上,分析射弹不同前体头径和锥段长度组合条件下的弹道稳定性和有效射程变化规律。研究结果表明:随着前体头径和锥段长度的增大,射弹稳定性越来越高,失稳弹道存在“直接失稳”和“振荡失稳”两种模式;射弹各头径对应的最大射程随着头径的增大先增加后减小,设计域内最大射程和最小射程相差3.8倍,前体参数对弹道有效射程有较大影响。

助推滑翔变体飞行器弹道方案多目标近似优化

针对助推滑翔变体飞行器弹道方案最优变形求解难、多设计指标相互矛盾等问题,开展助推滑翔变体飞行器弹道方案多目标设计优化研究。首先构建了助推滑翔变体飞行器全程弹道方案优化框架,通过内外层分别优化控制参数及弹道方案参数,并建立了以起飞质量最小、射程最大为优化目标的弹道方案多目标优化模型。在弹道建模中,基于牛顿迭代法建立助推段弹道模型,基于伪谱法建立最优变体再入滑翔段弹道模型。此外,提出了基于差分进化的多目标近似约束优化方法(MACO-DE),实现助推滑翔变体飞行器弹道方案优化。对比初始方案,在射程不变情况下,起飞质量至多降低3.81%,在起飞质量不变情况下,射程至多提升6.62%,从而验证了全程弹道模型的合理性与MACO-DE方法的有效性。

水压驱动两级提拉式水下发射装置内弹道建模

针对大深度环境水下发射技术需求,提出一种利用水压驱动两级提拉式水下新型发射方案。利用大深度环境高压水驱动两级活塞实现武器快速发射。建立武器出管过程动力学模型,开展高压水驱动方案原理验证试验,并与高压气体驱动方案进行了对比分析。研究结果表明:水压驱动与气体驱动方案的内弹道结果基本一致,高压水发射方案在大深度环境具有显著优势;加速度峰值出现在发射瞬时和级间转换过程,级间转换过程武器加速度存在显著的陡变现象;水下发射武器出管过程弹道预报结果得出,在发射水深100~500 m条件下,武器出管过程最大速度范围为7.4~15.3 m/s,最大加速度小于100 m/s 2;研究结果验证了水压驱动两级活塞式发射方案的可行性,为装置的进一步研制开发提供了设计依据。

芳纶平纹编织复合材料平板弹道冲击特性及损伤分析

为了研究1000D629T/EPMOLD110芳纶平纹编织复合材料平板抗冲击行为及损伤特性,采用真空辅助树脂灌注成型技术(VARI)和树脂传递模塑成型技术(RTM)加工不同厚度的平板试验件,通过空气炮装置进行弹道冲击试验。同时,基于芳纶平纹编织复合材料基础力学性能试验数据,建立经验证的细观代表体积单元(RVE)模型,通过拟合确定宏观模型的材料本构参数;建立芳纶平纹编织复合材料平板弹道冲击宏观有限元模型,结合CT扫描结果进一步分析其弹道极限特性及损伤形貌等。结果表明:芳纶平纹编织复合材料平板在圆柱弹体冲击试验下的失效模式主要为纤维拉伸断裂、纤维脱出、面外剪切与层间分离等;随着平板厚度增加,其弹道极限相应增加,且与VARI工艺相比,采用RTM工艺可将芳纶平纹编织复合材料平板的抗冲击性能提升5%;芳纶平纹编织复合材料平板宏观模型的弹道冲击仿真结果与试验结果吻合较好,弹道极限误差在1%以内。

平纹机织可展收层合壳弹道冲击特性研究

可展收层合壳具有可变形、轻质、成形工艺简单、力学性能均匀等特点,在智能可变形结构上有潜在的应用价值。为了研究可展收层合壳的弹道冲击特性,使用一级轻气炮对三种不同材料制备的可展收层合壳进行弹道冲击试验,获得了不同速度下的冲击试验结果,分析了不同材料下可展收层合壳破坏形式的差异,并计算了相应铺层下可展收层合壳的弹道冲击试验中的总吸收能大小。对可展收层合壳侵彻试验进行了仿真模拟,并与试验结果相对比,验证了该仿真模型的准确性。使用验证后的仿真模型,分析了侵彻过程中弹丸的速度和加速度变化以及层合壳的破坏过程,计算了不同铺层层合壳的弹道极限速度。

基于比例导引法的鱼雷声自导导引弹道仿真分析

建立了鱼雷声自导比例导引法数学模型,并以某典型空间攻击态势为例进行弹道仿真,进而以命中概率和机动性作为评价准则、对比例导引法弹道的导引效果进行检验分析,结果表明:比例导引法弹道在鱼雷的机动性和命中概率两方面均优于尾追法弹道,最后通过仿真计算给出了鱼雷在确定的命中概率下对目标速度的可攻性范围,相关结论可为鱼雷声自导的弹道优化和作战使用提供参考借鉴。

现代火炮内弹道面临的问题与对策

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。

固体火箭发动机零维内弹道点火模型与计算

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。

增材制造316L不锈钢球形破片的弹道性能

为探索增材制造316L不锈钢球形破片的弹道性能,采用选择性激光熔化(Selective Laser Melting,SLM)技术制造316L不锈钢材料毛坯,通过机加工、抛光等操作得到了直径12 mm的增材制造316L不锈钢球形破片。开展打印态316L不锈钢材料的显微计算机断层扫描(Computed Tomography,CT)和静动态力学试验研究,获得了打印态316L不锈钢在材料沉积方向的Johnson-Cook(JC)模型参数,进行了增材制造和传统冷轧工艺制造的316L不锈钢球形破片侵彻6 mm厚Q235钢靶的弹道试验。研究结果表明:增材制造球形破片的弹道极限速度比传统冷轧制造破片低2.5%左右,弹道性能有小幅提升,暗示了增材制造工艺用于制造战斗部预制破片的潜力;开展的数值仿真研究获得了与试验结果一致的剪切冲塞穿靶机理,仿真与试验穿靶速度数据比较吻合,弹道极限速度误差仅为1.4%左右,仿真结果也表明JC模型用于描述增材制造316L不锈钢材料穿靶行为的可行性。

考虑时空协同的滑翔制导炮弹单炮多发快速弹道规划

针对单炮多发应用场景,研究在时间、空间协同等多约束条件下的滑翔制导炮弹快速协同弹道规划问题。为平衡序列凸优化(Sequential Convex Programming,SCP)算法在快速性与最优性之间的冲突,提出一种改进的SCP算法;考虑到多约束条件下可行域较小、初值敏感性较高的特点,设计两种迅速且有效的迭代初值生成方案;为充分发挥弹群整体控制能力,采取集中式的协同规划策略,同步求解所有方程组,以达成全局规划目标。仿真实验结果表明,新算法能够较好地解决多约束条件下的协同规划问题,与现有文献中的常见算法进行对比,具备良好的收敛性能和较高的计算效率。

RBCC动力巡航飞行器爬升段弹道优化

RBCC动力飞行器爬升段弹道设计是其总体设计的重要问题之一。采用伪谱法对基于RBCC动力的巡航飞行器开展了弹道优化研究。以爬升段推进剂消耗量最小为性能目标,以飞行攻角为设计变量,建立了飞行器纵向平面内弹道优化模型,在获得飞行器气动特性和RBCC发动机性能的基础上,开展了爬升段弹道优化。结果表明:最优弹道包括平飞加速、等动压爬升、等速爬升等阶段;火箭发动机应当以“开-关-开”模式工作,且火箭发动机无需大范围调节;在适当的火箭发动机最大流量和动压约束下,该飞行器的动力段航程达到2430 km。