某型火箭炮弹对面积目标的毁伤仿真

某型火箭炮是新型的主战装备,对其战术技术性能的研究具有重要意义。采用仿真的方法对该型武器系统对目标的毁伤过程进行研究,可以大大节约实弹射击所需经费,并且可以动态地观察毁伤过程的细节。根据某型火箭炮弹抛撒子弹模型及子弹毁伤目标性能指标,采用理论分析和计算机模拟手段,对该型火箭炮弹对面积目标的毁伤过程进行了仿真,并得出了毁伤效率随子弹枚数和CEP的变化规律。研究成果对该型武器系统的作战运用具有借鉴意义。

火箭弹高精度同轴度测量设备及误差分析

采用自动控制、自动检测和防爆防静电等技术,研制专用的火箭弹高精度同轴度检测的设备。其根据人机界面设定电机的旋转速度和方向,控制电机以设定速度和方向,带动火箭弹支撑滚轮副转动,从而带动火箭弹全弹旋转,位移传感器对相对于定心部的跳动进行实时测量。控制器按固定的频率对跳动值进行采样、滤波、分析,得到全弹同轴度值,然后与设定值进行比较,判定是否合格。

利用多普勒天气雷达估算对流云火箭增雨防雹用弹量的方案

利用新一代多普勒天气雷达产品资料,结合人工影响天气原理,引用人工影响天气数值实验的人工冰核浓度等有关参数,将垂直累积液态含水量(VIL)及回波顶高度(ET)等导出产品合理地应用于火箭增雨防雹作业用弹量计算公式中,解决了以前人为或间接估计对流云作业区体积及其含水量的难题,提出客观定量计算人工增雨防雹作业用弹量的初步方案,并以其计算的用弹量为主要参数设计火箭作业参数指挥界面。经2005年一次增雨作业应用检验,证明结果切实可行,对节约人工影响天气成本,有效指导对流云火箭增雨防雹作业具有一定的意义。

制导兵器飞行力学研究方向综述

介绍了国外制导兵器的发展概况，主要针对反坦克导弹、制导炮弹、末敏弹药、远程简易制导火箭和制导炸弹。并根据制导兵器发展的需要，提出了制导兵器飞行力学研究领域的一些主要研究方向（如击顶弹道及击顶制导律研究，制导兵器的发射、起飞动力学研究，旋转弹飞行力学研究，多用途导弹飞行力学研究，制导炮弹滚转控制技术研究和制导炸弹飞行弹道及导引规律研究等）。

低速旋转火箭弹飞行弹道偏流分析

低速旋转火箭弹在飞行过程中,由于章动因素的影响产生偏流.本文根据外弹道学理论给出偏流的计算方法,并结合实例给出仿真模拟结果,通过计算分析偏流对多管火箭弹飞行轨迹的影响.

末敏火箭弹约束期内动力学模型与研究

在筒内发射过程中,末敏子火箭弹的质量和质心位置随时发生变化,为研究末敏子火箭弹在筒内发射过程中的运动规律,采用Kane方法建立火箭弹在子弹筒内运动的约束期动力学模型,并对该模型进行Simulink仿真,得到在一定的落速、转速和初始扫描角条件下末敏火箭弹在发射过程中空间位置和姿态的变化规律。发射过程中稳态扫描角改变量与初始扫描角成正比,与发动机喷气的质量流率成反比;发动机推力偏心矩方向的随机性引起火箭弹扫描角的散布。

基于最有利炸点分布模型的火箭弹打击效能分析

参考火力毁伤理论中标准目标法的思路,探讨了通过弹药消耗量的最有利炸点分布模型来分析火箭弹打击效能,并通过不同的模拟CEP的计算结果比较得出CEP对火力打击效能的影响较大,为火箭弹打击效能评估提供了有效的借鉴和参考。

运输溜矿井疏堵爆破

井下采矿的运输溜矿井在溜矿过程中常会被卡堵 ,中断生产。常用疏堵爆破的专用工具将炸药送至卡堵处引爆松卡。现介绍溜矿井疏堵爆破输送炸药包的专用工具———传统火箭弹、改进的安全火箭弹以及新开发准确度高的浮球炸药包。

干扰火箭弹用高强度塑料套筒的研制

探讨了阻燃增强PA6及阻燃增强PA66的制备配方、模具选择及工艺条件。试验表明,这两种材料可用于生产干扰火箭弹塑料套筒,且取得良好的应用效果。

固体推进剂燃速密闭爆发器测试方法

介绍了固体推进剂燃速特性的密闭爆发器测试法,给出了该法的物理模型和数学模型,以及用改性双基推进剂试样进行的测试。试验结果表明该方法的测试误差小于2%,有很好的重现性。

弹载捷联惯导简易在线标定方案研究

针对弹载捷联惯导系统在发射前需进行标定的问题,提出一种简易在线标定方案。此方案不需要将惯性器件从弹体上拆下来,且不需要车体进行复杂的机动,而是以车载主惯导提供的精确速度及姿态信息为基准,利用炮车的常规机动方式加上野战行进时沿x轴、y轴方向的俯仰、横摇角运动对器件误差的激励作用,采用系统级标定法对惯性器件误差参数进行在线标定。理论分析及计算机仿真结果表明,该标定方法能够有效完成对弹载捷联惯导系统的在线标定,且方案简单易行,具有较强的现实应用价值。

燃气压力保险机构在火箭弹引信中的应用

对于火箭弹引信,在设计时选取可利用的环境相当困难,尤其是低旋的火箭弹时间引信。将火箭发动机燃气压力的变化特征作为火箭弹特有的飞行环境,可为这类火箭弹引信的设计提供可靠的依据。火箭发动机正常点火后,火箭发动机燃气压力会经历一个骤升、持续和骤降的过程。分析了火箭发动机燃气压力骤升、持续和骤降的表现特征,并详细地介绍了利用这些特征工作的燃气压力保险机构及其常有的结构形式,对这些机构的工作特征进行了具体的安全性分析和比较,在此基础上根据实践经验对于设计中应注意的密封环节提供了具体的技术方案,结合试验验证,提出了廉价有效的隔热措施。

计算机辅助氧弹量热计探索火箭燃料的推进性能

本实验基于现行“综合化学实验”进行创新性改进。将一定压力的氮气充入氧弹,在以硝酸钾为氧化剂、三氧化二铁为催化剂的条件下,混合一定比例的蔗糖得到硝糖燃料,进行燃烧,采用环境恒温量热计记录蔗糖燃烧过程中的温度变化,再通过雷诺作图法校正产生的DT偏差,最终计算得到硝糖燃烧过程的恒容热效应,即为硝糖燃料的爆热值。当蔗糖:硝酸钾:氧化铁的质量比为39:59:2时,其爆热值最大,比冲最大。在上述实验的基础上,选择最佳配比的硝糖燃料,用于计算机仿真模拟火箭发射系统。通过改变燃烧室压力和燃料流速,计算得到该最佳配比硝糖燃料的比冲和火箭飞行高度,进而得到采用单级火箭将东方红一号卫星送入预定轨道的发动机参数。改变每一级火箭的燃料类型与比例,设计得到适于推进不同卫星进入预定轨道的二级火箭和三级火箭。通过设计氧弹量热计的拓展应用与计算机仿真模拟相结合的实验,达到已有实验的创新设计、启发学生创造性和引起科研兴趣的目的。

火箭弹载捷联惯导在线标定中旋转运动方案设计

在火箭炮发射之前,需要对弹载捷联惯导各个误差参数进行标定,通过在捷联惯导标定过程中加入横滚运动可以提高误差参数的可观测性,从而提高标定精度。但当前研究中没有给出标定时弹体横滚运动的具体参数,不利于实际应用。对弹载捷联惯导标定过程中的误差进行了计算分析,得出在标定开始阶段当弹体横滚运动加速转过0.2π角度时,对陀螺常值漂移标定效果最好,并通过对比仿真实验,结合实际分析得出了弹体射前标定阶段的最优运动参数。

烟幕弹应对察打一体无人机的投放策略研究

为研究车载火箭烟幕弹防护系统在随队防御察打一体无人机时,实现以最小耗弹量持续遮蔽和保护己方目标的烟幕弹投放策略,建立了烟幕弹随队防御无人机模型进行数值仿真。仿真模型考虑了水平风力和无人机运动对方位角、俯仰角和爆炸延时等烟幕弹投放参数的影响,修正了风力引起的弹道偏差,补偿了烟幕屏障的风力飘移面积,并在考虑无人机运动的情况下,计算出以不同参数投放烟幕弹所对应的耗弹量。经分析仿真结果,车载火箭烟幕弹防护系统在作为末端防护力量随队防御察打一体无人机时,通常可在确保将烟幕弹投放到烟幕遮蔽区域的前提下,通过选取尽可能小的投放俯仰角来实现以最小耗弹量持续防护系统附近的目标。

图像自寻的火箭弹命中概率计算与分析

图像自寻的火箭弹目标命中概率直接影响其作战使用。针对该火箭弹弹道及探测设备特点,在分析火箭弹落点偏差产生过程的基础上,通过建立末段弹道简化模型,计算分析了空气阻力及重力、风速风向对落点偏差的影响;然后构建了基于导引盲距与跟踪角误差影响的落点偏差数学模型与命中概率计算模型,并仿真分析了各因素的影响规律;最后根据图像自寻的火箭弹导引盲距推算了跟踪角误差指标要求,并仿真了其落弹散布情况,为该弹种研发与使用提供了重要参考。

航空火箭子母弹动态爆炸威力仿真分析

研究了航空火箭子母弹子弹数量和落速与动态爆炸威力间的变化关系。针对人员目标,建立了火箭弹动态爆炸威力仿真计算模型,并结合破片初速、飞散方向角公式和冲击波超压理论,仿真分析了等预制破片数和等质量装药1个子弹,3个子弹和5个子弹,炸高在15 m内,落角90°,落速分别为100 m/s和300 m/s时毁伤面积随炸高的变化规律。结果表明:毁伤面积随炸高的变化趋势与落速有关,落速100 m/s时,毁伤面积随炸高的增加而减小;落速为300 m/s时毁伤面积随炸高的增加先增大后减小,炸高为3 m时毁伤面积最大;在不同炸高条件下,子母弹毁伤面积随子弹数量增加的变化趋势与落速有关。

基于爆炸弹方法的液体火箭发动机稳定性评定CFD分析

爆炸弹引入扰动是火箭发动机稳定性评定的主要方法,使用计算流体力学方法模拟液氧/甲烷火箭发动机的工作过程,通过添加压力源项与质量源项模拟爆炸弹爆炸过程,得到火箭发动机不稳定性评定试验中,爆炸弹测试火箭发动机时燃烧室的基本流场,指出了结果误差产生的主要原因。结果表明:该方法可以应用在不稳定性评定分析中,有助于减少试验次数。