可旋转鸭舵对旋转弹丸纵向气动特性的影响

利用有限体积TVD格式,对旋转弹丸的气动特性进行数值分析.对旋转弹丸SOCBT在马赫数为3的典型算例进行了验证计算,并进行了可旋转固定鸭舵对旋转弹丸纵向气动特性的影响的数值分析.计算了鸭舵位于不同方位角、不同飞行马赫数、不同攻角下时旋转弹丸的纵向气动力系数.研究结果表明,该数值分析方法能准确地分析纵向气动力系数随鸭舵方位角的变化规律,可为分析弹道修正规律提供依据.

旋转弹丸空气动力特性数值解法

为提高在弹道计算和弹丸设计中弹丸空气动力系数精度,采用隐式LU算法求解N S方程并考虑代数湍流模型,在旋转物面边界条件下计算弹丸的阻力、升力、俯仰力矩、滚转阻尼力矩、马格努斯力和力矩。通过对美国T388等弹丸的气动力系数计算并与弹道靶试验数据进行比较,以及对某榴弹的气动力计算结果在弹道计算中进行应用分析,表明用数值模拟得到的旋转弹丸空气动力系数好于以前用工程方法给出的结果。

高速旋转弹丸外弹道修正分析及数学模型的建立

跟踪国际智能弹道修正弹药前沿,针对高速旋转的弹丸,文中在介绍压电效应产生机理的基础上,分析了基于压电陶瓷智能材料的弹头修正技术方案,阐述了其机构组成和工作原理,并建立了修正弹丸的外弹道数学模型。

基于遗传-最大似然方法高速旋转弹丸阻力系数辨识

为了进一步提高高速旋转弹丸气动参数辨识技术的精度,为射表编制、弹箭飞行控制技术等提供更加可靠的基础数据,对参数的可辨识性问题进行了理论上的定量分析,利用遗传-最大似然方法,通过弹丸空中自由飞行的速度数据对零升阻力系数进行了辨识。通过仿真实验对算法的精确性和可靠性进行了充分的验证。用该算法对实际飞行数据进行了处理,得到了较为精确的弹丸零阻系数,并应用于工程实际问题,分析了仿真实验和实际实验的数据。结果表明,该算法具有较高的数据辨识精度并能有效地解决实际工程问题。

旋转弹丸马格努斯力数值计算

旋转弹丸、导弹的设计和弹道计算都要求准确计算弹丸的侧向力、力矩-马格努斯力、力矩。采用时间相关法求解N-S方程(Navier-Stokesequations)来模拟某旋转弹丸的流场,以给定物面切向速度的无滑移边界条件来实现对旋转的模拟,计算了弹丸的马格努斯力、力矩,分析了其与转速、攻角的关系,计算结果与实验结果吻合得很好。

旋转弹丸气动特性的尺度自适应模拟

为了预测旋转弹丸的气动特性,采用剪切应力输运(shear stress transfer,SST)湍流模型和尺度自适应模拟方法(scale-adaptive simulation,SAS)分别对M910旋转稳定弹丸不同马赫数、不同转速情况下的气动参数及流场特性进行数值计算,并对流场结构进行机理性分析。采用计算结果表明:基于SST湍流模型的定常计算流体力学(computa-tional fluid dynamics)方法可以较好地计算阻力、法向力、俯仰力矩和压心系数,不能准确预测亚音速和跨音速阶段旋转弹丸的滚转阻尼系数以及马格努斯力矩系数导数。采用非定常的尺度自适应模拟方法可以较好地计算旋转弹丸亚音速到超高音速阶段的滚转阻尼系数和马格努斯力矩系数导数。能否准确捕捉非定常尾涡效应对亚前后顺序音速和跨音速段滚转阻尼及马格努斯力矩计算精度影响很大。采用"全隐式多网格完全耦合求解技术"具有计算速度快、数值稳定的优点。同时,编写的批文件计算脚本提高了仿真工作的效率。

基于FFT旋转弹丸转速数据处理方法

针对高速旋转弹丸的转速测试问题,分析了转速测量装置硬件设计和转速数据的处理方法。根据电磁感应原理。利用傅里叶变换技术将时域电压信号转换为频域信号,对含有噪声的电压信号进行频谱分析,提取幅值最大的频率分量所对应的频率值即可认为是弹丸的实际转速,其它频谱分量认为是噪声分量。在某靶场进行实际弹道实验,利用所提方法对实际实验数据进行处理,得到了全弹道的转速-时间数据。实验及数据处理结果表明:所提方法可行,对实际工程应用具有较大的指导意义。

高速旋转弹丸弹道修正原理分析及仿真

解决由于高速旋转弹丸的旋转特性导致难以采用常规方案对其进行弹道修正的技术难点。提出基于压电陶瓷智能材料的弹道修正原理技术方案,依据弹头可能动作的思路,设计弹头修正机构,通过探知弹头旋转频率,以此调整压电陶瓷杆的加电模式,利用压电陶瓷的逆压电效应,从而调整相应陶瓷杆的伸缩动作,保证在旋转条件下弹头可以向固定方向偏转,解决了修正旋转弹丸的难题。详细阐述了修正弹丸的系统组成和工作原理,同时建立了修正弹丸理想条件下的外弹道数学模型,并通过仿真计算得到一定条件下修正弹丸的弹道曲线和详细修正数据,仿真结果验证了该方案的有效性和可行性。

基于地磁方位角的旋转弹丸姿态解算方法

为了解决旋转弹丸的姿态测量问题,基于地磁方位角,提出了一种旋转弹丸的姿态解算方法。首先基于零交叉点法的原理,采用非正交地磁传感器组合测量并计算得到地磁方位角和滚转角信息。其次通过分析稳定弹丸的飞行特性及外力矩情况,推导出了包含俯仰和偏航参数的绕质心动力学方程组。然后以此动力学方程组为驱动方程,以地磁方位角为观测量,借助扩展卡尔曼滤波估计出了弹丸的俯仰角和偏航角。仿真结果显示,基于地磁方位角的姿态解算方法可以准确估计出旋转弹丸的姿态角信息,最大误差不超过0.2°,验证了该方法的有效性。最后实弹实验结果进一步表明了该方法具有良好的应用前景。

一种仅用磁阻传感器的旋转弹丸智能测姿方法

针对滚转高动态变化的旋转弹丸,考虑成本和体积限制,提出了一种仅依靠磁阻传感器的智能测姿方法。该方法根据旋转弹的飞行特点,通过飞行转台模拟弹丸飞行姿态,采集数据作为人工神经元网络的训练样本,训练后通过前馈网络在线辨识和估计俯仰角后计算滚转角。采用自主研制的低成本微惯性组件与商用惯导产品进行了对比实验,实验结果表明,所提方法可行,解算的姿态精度控制在1.5°以内。

旋转弹丸在复杂激波影响下气动特性数值模拟与分析

为了提高线膛发射武器的射击精度,研究复杂激波系对旋转稳定弹丸气动特性的影响。通过划分局部加密的网格,采用k-epsilon双方程湍流模型求解可压缩的三维Navier-Stokes方程,数值模拟和分析旋转弹丸在复杂激波影响下的气动特性变化规律。数值模拟的结果与SOCBT(Secant ogive cylinder boat tail)弹丸风洞实验数据相吻合,验证了计算模型与方法的合理性和可靠性。数值分析旋转速度、攻角、来流马赫数等对弹丸气动特性的影响,通过耦合内弹道过程,数值模拟和分析不同旋转速度对内弹道后效期内弹丸速度增的影响规律。

旋转弹丸外弹道自转角速度衰减规律半经验公式

为了得出简单、直观而又比较准确的旋转弹丸外弹道自转角速度衰减规律计算公式 ,根据弹丸结构特性对柔格里半经验公式进行了简化 ,由此得到了指数形式的半经验公式 ,又根据弹丸弹带刻槽后所形成的空气动力阻力矩大于弹丸表面摩擦力矩的实际 ,经分析和简化又得到了幂函数形式的半经验公式。利用所能搜集到的中外弹丸转速测试结果 ,给出了这两种半经验公式中的系数数值。数值算例表明 ,这两种半经验公式不但所需计算参数少 ,而且准确度也高于柔格里公式 ,可以满足弹丸与引信的工程设计、性能估算和分析论证要求。

基于地球红外辐射场的旋转弹丸姿态测试方法

针对微惯性器件无法满足高转速弹丸飞行过程中的滚转姿态测量要求的问题,提出了基于地球红外辐射场的旋转弹丸姿态测试方法。首先,研究了地球红外辐射场的产生机理和特性,分析了天地间红外辐射率的变化规律。然后,结合旋转弹丸在飞行过程中的运动特征,建立了红外传感器测量模型,推导了弹丸姿态与传感器感测信号的函数关系。最后,合理布局红外传感器,基于误差传递的原理,改进了常规的姿态解算算法,进一步提高了传感器测试信号的利用率。结果表明,利用地球红外辐射场测姿具有较高的精度,俯仰角解算误差在±0.3°以内,改进解算方案的横滚角解算误差在±0.5°以内。该姿态测量系统简单有效,能够满足旋转飞行体的姿态测量要求。

弹带对高速旋转弹丸气动特性影响的数值模拟

为了研究弹带对高速旋转弹丸气动特性的影响,采用2阶Roe差分格式求解三维Navier-Stokes方程,湍流模型为SST k-ω模型。采用滑移网格技术处理弹体旋转引起的运动边界。以文献[6]进行风洞实验的155 mm无弹带弹丸为算例,数值计算结果与风洞实验数据吻合良好。分别对含弹带与无弹带弹丸在不同来流马赫数与攻角条件下的绕流场开展数值模拟,得到二者流场结构图谱及气动特性差异。分析结果表明:两种弹丸计算模型在弹带之前的压力分布基本一致,但弹带将诱导弹丸气动阻力面积增大,阻力系数有一定程度的升高,而且在弹带之后二者的压力分布差异较大;弹带因素对旋转弹丸气动特性的影响不可忽略。

高速旋转弹丸马格努斯效应数值研究

为了研究高速旋转弹丸在飞行过程中产生马格努斯效应的气动机理,本文以三维N-S方程为基本方程,采用滑移网格技术,对弹丸在高速旋转状态下的绕流场进行了数值模拟。给出了马格努斯力和力矩系数随攻角的变化规律,所得结果与实验数据符合很好,并从流场结构对马格努斯效应产生的机理进行了分析。结果表明,弹体周向压力和切应力分布的畸变、边界层畸变、大攻角下涡的非对称畸变是马格努斯效应产生的主要原因,且船尾对弹体马格努斯力和力矩的影响很大。

基于计算流体力学与刚体动力学耦合的高速旋转弹丸弹道计算方法

为了模拟高速旋转弹丸真实飞行弹道,基于弹轴运动附加于控制体表面、自转运动附加于壁面边界的思想,采用三维有限体积法,改进型简单低耗散迎风矢通量分裂格式、双时间步和Spalart-Allmaras湍流模型等计算流体力学(CFD)方法,建立具有任意拉格朗日-欧拉形式的流动模型。结合高速旋转弹丸刚体运力学(RBD)弹道方程组,推导出弹丸运动和控制体表面运动耦合的数学模型,提出一种CFD与RBD弹道耦合计算方法,实现了4阶龙格-库塔法中流动方程和弹道方程联立计算。研究结果表明:气动耦合方法和时间步长对弹道耦合计算结果影响较大;所提紧耦合方法在时间步长0.5 ms下M549旋成体弹丸仿真弹道结果与采用气动模型法计算结果基本吻合;旋转稳定二维弹道修正弹仿真弹道具有抬头力矩使弹丸低头的特性,该特性与文献[29]的研究结果一致。

基于ADAMS的旋转弹丸陀螺稳定性研究

用ADAMS软件建立旋转弹丸的仿真模型,基于翻转力矩矢量垂直于阻力面的特性给出了惯性坐标系中翻转力矩矢量分量的表达式,通过FORTRAN子程序实现了翻转力矩的作用。然后用仿真模型对各种转速和各种翻转力矩幅值情况下的弹丸陀螺稳定性进行了仿真实验,研究结果对弹丸的稳定性设计和研究具有参考价值。

高速旋转弹丸炸药装药在膛内运动中底层温度的数值模拟

针对装填压装药柱的高速旋转弹丸发射安全性问题,基于摩擦产热-热传导-升温理论,建立弹丸炸药装药在膛内运动过程中因摩擦引起的温度变化计算模型。以某大口径高速旋转弹丸出膛后掉弹事故为计算实例,采用通用仿真分析软件LS-DYNA数值模拟该弹丸在膛内运动全过程,获取装药底面压力和装药与弹体相对角速度随时间变化规律,并结合MATLAB软件获取其具体函数形式,最终计算得到装药在膛内运动过程中的温度变化。计算结果表明:环境温度为50℃时,膛内炸药装药与弹体发生显著相对转动,在装药底面发生强摩擦、产生大量热量,向装药热传导后致使底层炸药升温,温度最高达302.3℃,远高于炸药热分解温度;热点将在装药表面大量产生,并在弹体内密闭空间快速成长,最终引发装药燃爆,造成掉弹事故;所提计算方法可为该类弹丸炸药装药结构设计和工艺改进提供理论参考。

基于差商法的旋转弹丸磁测滚转角解算方法研究

为了提高旋转弹丸磁测滚转角解算精度,消除传感器刻度因子误差和固定偏差引起的滚转角解算误差,提出了差商法解算弹体滚转角的方法。仿真分析表明:利用差商法解算弹体滚转角,其滚转角解算误差小于1°;当滚转角间隔为π/2或3π/2时,能使解算误差达到最小。该方法对刻度因子误差和固定偏差引起的解算误差具有很强的鲁棒性。

电磁发射高速旋转弹丸马格努斯效应

和传统火药发射弹丸相比,电磁发射弹丸具有初速高、射程远等优势,但尾部的电枢臂槽会使弹丸部流场不再轴对称,产生独特的气动力特性。基于三维非定常Navier-Stokers方程,采用滑移网格技术,分析电磁发射弹丸的气动力特性。研究表明,对于高速旋转的电磁发射弹丸,马格努斯效应来源于激波层内流场畸变和电枢臂的迎风面积变化的共同作用;电枢臂迎风面积的周期性变化是导致气动力和力矩周期性变化的原因,马格努斯力矩在滚转角45°和135°时分别达到最小值和最大值;电枢臂槽的存在既加剧了马格努斯效应(135°时增加50%以上),又使得压心周期性前移(绝对前移量达5%),并且随着转速的增加,马格努斯力矩增加和压心前移效果越来越显著,不利于弹丸的动稳定。