弹头引信风帽内表面温度影响因素

对于超声速飞行的弹丸,其头部的引信风帽会被加热至高温状态。风帽内表面的温度分布规律是引信内部隔热系统、热能利用系统设计的重要依据。对此,利用已开发的内表面温度快速数值计算法,并通过单一变量控制,仿真得到了弹丸的飞行速度、风帽尺寸、风帽材料和腔内填充气体对风帽内表面温度分布的影响规律。仿真结果表明,飞行速度、风帽尺寸和风帽材料的影响较大,影响规律为:飞行速度越高,风帽形状越钝,风帽材料热导率越低,则风帽内表面温度越高,而引信腔内填充气体对风帽内表面温度几乎没有影响。

引信头锥摆动角对火箭弹气动特性及控制能力影响

针对低旋火箭弹在引信头锥摆动时改变了全弹的气动特性问题,进行了气动特性仿真,分析了引信头锥摆动角对火箭弹气动参数的影响,并利用气动仿真得到的数据进行控制能力的仿真,从而为弹道修正火箭弹设计提供依据。仿真结果表明:升力系数和俯仰力矩系数随引信头锥摆动角的增大都有显著的增大,且在稳定飞行时引信头锥摆动火箭弹的修正能力可以满足火箭弹二维弹道修正的要求。

基于引信头锥摆动的火箭弹弹道修正方法

针对现有火箭弹头锥摆动方法不适用于库存火箭弹的问题,提出基于引信头锥摆动的弹道修正方法。该方法通过电机驱动控制引信头锥摆角改变全弹气动外形,产生二维弹道修正所需附加修正力及力矩,达到修正弹道落点的目的。气动仿真结果表明:阻力系数仿真值与风洞试验值的相对误差不超过20%,且弹道仿真结果与原火箭弹的方向、距离误差对比表明,头锥摆动式弹道修正引信的修正能力可以基本满足二维弹道修正的要求。