内弹道

摘要： 针对现有无人水下航行器(UUV)发射鱼雷时出管速度低、发生启动故障后无法顺利出管以及作用在鱼雷上的瞬间推力较大等不足,提出了结构简单且能与自航发射方案配套的水下钢缆拖拽发射鱼雷基本结构方案。在此基础上,建立了水下钢缆拖拽发射鱼雷的内弹道模型,其中包括发射气瓶气体状态模型、发射阀数学模型、气水缸数学模型、拖拽装置数学模型以及鱼雷运动数学模型。最后进行了发射过程仿真,并对发射气瓶初始充气压力大小、UUV航速以及钢缆弹性等参数对鱼雷发射内弹道的影响进行了分析对比。仿真结果表明:该方案满足UUV发射鱼雷的要求,在原理上具备可行性,且结构本身能够解决自航发射时鱼雷因故障无法顺利出管的应急抛射问题,并在一定程度上减小了对鱼雷尾部结构强度的要求。

摘要： 基于100 mm加农炮经典内弹道数学模型,以最大膛压及初速的计算值与靶场射击试验值的平均相对误差为目标函数,以燃速系数和燃速指数作为拟优化的参数,运用人工鱼群算法对加农炮内弹道参数进行了参数优化研究。结果表明,人工鱼群算法对初值要求不高,容许范围大,且收敛速度快,全局寻优能力强,计算得到的目标函数值不超过0.1%。将优化后的参数应用到加农炮内弹道计算中,其计算结果与靶场试验结果相对于参数优化前误差进一步减小,其中参数优化后速度的误差仅为0.017%,优化后计算值与靶场试验值吻合得较好,因此可以将人工鱼群算法作为加农炮内弹道参数优化的一种有效方法。

摘要： 在经典弹射内弹道理论的基础上,采用数值分析的方法对内弹道数学模型进行求解,评估不同的内弹道参数对于内弹道性能的影响,最终选择以燃速系数、燃速压强指数、虚拟质量系数和散热修正系数为优化变量,以理论值和实验值的吻合程度为优化目标,应用NSGA-Ⅱ算法对内弹道参数进行优化,得到了各优化变量的Pareto最优解集,并采用最优折中解决策选择了合理的最优解。优化设计结果表明:参数优化后内弹道的理论计算值与实验值吻合更好,最大膛压和出管速度的理论计算值与实验值之间的误差更小。文中所用的优化方法能够有效提高内弹道数学模型的计算精度,对于内弹道优化设计具有一定的指导意义。

摘要： 测量二级轻气炮/火炮弹丸在内弹道的速度历程,对轻气炮/火炮的设计、内弹道计算、弹道异常现象诊断分析具有重要作用。因为不同波长微波的传输特性在不同炮管中不同,不同目标的反射特性也不同,为获得最佳的测试结果,设计了两个波长的微波干涉测速系统。对二级轻气炮和高速火炮的内弹道速度进行了连续测量,并利用短时傅里叶变换与相位计算相结合的方法进行了数据处理。实验成功获取了完整的内弹道数据,所测弹丸炮口速度与光束遮断测速装置测试结果差异小于0.5%。通过对内弹道实验数据的分析,证实了二级轻气炮在某些装填条件下易出现碎弹现象。此外,首次观测到二级炮内弹道内前冲气体速度历史,可为研究高速气体的温度、压力、电离等状态提供数据支撑。

摘要： 针对某大口径火炮设计了中心金属传火管,在点传火模拟试验装置上进行了该金属传火管的点传火试验。通过对比分析传火管管内压力、火焰传播速度、破孔时间差以及点传火时间等参数的变化情况,对影响金属传火管点火性能的点火药种类和装药量两个因素进行对比分析。结果表明与大粒黑和小粒黑相比,当点火药为苯萘药条时更有利于提高药床的透气性,能够明显提高火焰的传播速度,缩短破孔时间和点传火时间,且随着苯萘药条药量的增加,火焰传播速度、点火能量也随之增加,具有更为良好的点传火性能,该结论可以为下阶段工程化应用提供设计依据。

摘要： 压缩空气弹射可为无人机、导弹或火箭的发射提供驱动力,增加其初速度或载荷。以筒式压缩空气弹射系统为研究对象,开展了弹射系统内弹道性能的仿真与实验研究。针对参数选取,建立了系统热力学模型,进行动力学分析,完成了方案设计,搭建了弹射实验台,对不同质量的弹射体开展实验研究。建立了内弹道动态仿真模型,验证了模型的有效性,研究了弹射体加速度等性能参数与气体压力等变量之间的影响规律。研究结果可为压缩空气弹射工程样机的研制提供参考。

摘要： 建立一种带有导流槽装置的考虑燃气引流冲击开盖的新型燃气弹射系统模型,采用燃气弹射试验验证了数值计算方法的可靠性,在此基础上,计算得到弹射过程流场、筒盖载荷、弹体内弹道曲线变化规律,研究了改变导流槽深度对开盖载荷的影响。结果表明,发射筒与弹体间隙之间的压强呈现不断增加的趋势,且压强的扩散速率比温度更快;当导流槽深度为20 mm时,弹体加速度在低压室燃气动力作用、弹体运动和导流槽导流区域变化共同作用下呈现先上升、后下降、再急剧上升的变化规律,弹体速度和位移均呈现上升规律,筒盖最大压强达到0.24 MPa,满足发射开盖载荷设计要求。随着导流槽深度减小,导流槽封闭时间提前,筒盖最大压强不断降低,当导流槽深度不小于12.5 mm时,均可满足开盖载荷要求。

摘要： 在经典无坐力炮内弹道学理论的基础上引入了不平衡冲量的计算方法,建立了计算模型,该计算模型与试验结果吻合较好。利用此平衡内弹道算法分析了弹丸挤进压力、堵片打开压力、火药弧厚、喷管面喉比等设计参数对不平衡冲量的影响。研究结果表明:喷管面喉比对不平衡冲量的影响较大,弹丸挤进压力、堵片打开压力、火药弧厚对不平衡冲量的影响较小。研究结果可为无坐力身管武器的相关设计提供参考。

摘要： 为研究水压式潜载垂直发射装置的发射过程,本文建立了一类弹射装置的内弹道数学模型。将环境水介质考虑为弱可压缩流体,基于准一维流动假设和平板间隙流动的动量方程,提出了一种求解瞬态环形缝隙流动的方法,并在此基础上结合弹体动力学、运动学关系,建立了垂直弹射装置的准一维内弹道模型。弹道模型的计算结果与计算流体力学仿真结果相比,具有良好一致性,这表明本文的模型是有效的。同时,本文建立的内弹道数学模型能够可解决已有模型无法求解两端压差较大的瞬态环缝流等问题。

摘要： 针对人工鱼群算法能够解决传统优化算法在局部极值、算法收敛稳定性较差、初始参数设置要求较高等方面的缺陷,提出将人工鱼群算法应用到高射炮经典内弹道数学模型中,以优化高射炮的内弹道性能。优化方案的弹丸炮口速度在满足最大膛压的约束条件下,从初始方案的997.5 m/s提高到1013.36 m/s,通过几次独立的优化过程得到了6种优化方案,方案之间炮口速度和最大压力的差异很小,进一步说明了人工鱼群算法优化过程的稳定性以及应用到高射炮内弹道性能优化的适用性,该研究结果可以为内弹道装药的优化设计提供一定的指导意义。

摘要： 在嵌金属丝装药的两级药柱掺混燃烧条件下,对燃烧过程中的复杂燃面变化进行了分析,获得了嵌金属丝药柱的燃面退移规律.基于ProE软件二次开发程序,得到基准增速比下的基准燃面-肉厚数据和不同增速比对应的燃面与基准燃面之间的关系,计算得到真实燃面值.对燃面推移的不同阶段设置控制条件,进行内弹道计算.结果显示,计算曲线与试验曲线十分吻合,该方法计算可靠,可以满足工程计算的需要.

摘要： 对某系列发动机参加导弹历次典型短时大过载和长时间中小过载工况飞行试验中遥测压强和过载数据进行了汇总分析,结合发动机飞行试验后喷管喉衬解剖数据,总结出了发动机在各种飞行过载工况下的内弹道变化规律.结果表明,在短时大过载条件下发动机压强均有一定程度的降低,下降幅值在0.2～0.4MPa左右;在长时间中小过载条件下,因推进剂种类不同,喷管喉衬烧蚀和发动机压强变化规律不同.过载对推进剂燃速影响不大.

摘要： 本文给出了一种内弹道预示方法,该方法采用试验发动机所测数据对喉径的变化规律、特征速度、燃面与肉厚的对应关系进行了计算,根据计算值,结合发动机随机携带方坯及标准发动机的测试参数,对发动机的内弹道数据进行了计算,为了提高预示精度,将推力分为两部分进行计算,一部分直接利用试验测试数据,一部分采用理论公式计算,并给出了计算实例,通过算例可以看出该方法预示精度较高,可以用于发动机工程研制.

摘要： 燃气推进航行体出管是一个高温高速燃气与水掺混的复杂二相流动与刚体运动的耦合问题.本研究基于CFD方法计算流场得到航行体表面受力,并与发动机推力叠加共同求解得到航行体运动形式,形成针对燃气推进出管内弹道的CFD/刚体动力学耦合数值模拟方法,获得了燃气喷射过程流场演化特征,对比了典型设计参数的影响规律.

摘要： 爆破阀是第三代非能动核电厂重要且特殊的设备,执行重要的安全功能.应用LS-DYNA动力学软件模拟了DN200爆破阀拉力螺栓拉断过程,获得了内弹道数值分析所需的拉断压力.应用内弹道经典模型分析了AP1000 DN200爆破阀的工作原理及作用过程,建立了相关数学模型.根据爆破阀具体参数进行仿真模拟,得到爆破阀起爆后内部压力、速度等参数随时间变化的曲线.通过改变爆破阀的装药量、活塞预行程和中腔高度等结构参数进行对比分析,讨论爆破阀的优化设计方法.通过分析,得到了各项结构参数对爆破阀的影响,为AP1000后续爆破阀结构设计提供依据.

摘要： 根据LS-DYNA对某武器系统的内弹道进行了仿真,由试验所测的膛压曲线,计算了在该载荷作用下子弹药的初速、位移以及加速度.根据试验实测子弹药从开始运动到出炮口每个毫秒内的位移以及出炮口时的位移和速度,对膛压曲线进行了修正.本文根据修正后的膛压曲线,对其内弹道进行了仿真,计算了子弹药和膜片的初速、位移以及加速度,分析了在此动态载荷作用下子弹药和膜片在不同时刻的受力和变形情况.仿真结果表明:根据修正后的载荷曲线能够反应出子弹药在膛内的运动状态,与试验结果吻合.通过仿真运算减少了试验次数,降低了成本投入,为产品设计提供了理论依据.

摘要： 本文设计了二级轻气炮内弹道测压系统,对发射过程中内弹道轻气体和火药气体复杂运动和相互作用过程的数值模拟,初步获得了二级轻气炮各个部段的压力范围,解决了压力传感器量程选择的问题,并就响应频率特性对测量精度的影响开展了分析,制定了测试方案,在7.6mm二级轻气炮上开展试验,获得了数据,验证了数值计算方法,对计算程序的进一步优化提供了基础数据.

摘要： 为研究单兵筒式武器的内弹道问题，本文进行了内弹道数值仿真研究。首先探讨了单兵筒式武器的工作原理，建立发射系统经典内弹道模型并进行数值仿真，最后给出某组数值仿真及地面试验研究结果。试验验证了模型的合理性，为今后单兵筒式武器的设计提供了理论指导。

摘要： 针对二级轻气炮等动高压加载下内弹道强背景光的测量条件，基于激光光束遮断原理与光学干涉的理论，采用信号调制与滤波技术，结合信号滤波、全光纤光路传输结构与光电转换等辅助手段，初步设计一套用于强光背景中的内弹道弹速测量系统。

摘要： 本文研究了挖药取样对固体发动机内弹道性能和内流场的影响，给出了适量取样的情况下发动机工作性能仍能满足总体要求的明确结论，为挖药取样提供了理论依据和支持。

摘要： 本发明实现了一种基于ANSYS软件平台，使用双向流固耦合技术，对强迫角振动条件下弹丸内弹道运动状态和流场分布情况进行模拟的三维仿真方法。弹丸在膛内运动直到出膛的过程是一个高温、高压、多化学反应的过程，实际实验测量较为困难。利用数值仿真技术模拟此过程有助于分析弹丸在膛内运动的状态和流场变化。本发明使用双向流固耦合数值模拟方法引入火炮身管强迫角振动方程，对强迫角振动条件下弹丸由静止到出膛的过程进行了数值模拟。本发明方法仿真所得结果有助于研究火炮行进间产生强迫角振动时，发射弹丸的运动状态和膛内外流场分布情况，对自行武器装备的研究开发具有一定意义。

摘要： 本发明公开了一种满足内弹道稳定的组合平衡体结构及其组装方法，所述结构包括外筒、多个第一平衡块、第二平衡块和电点火装置，所述多个第一平衡块依次串联安装于所述外筒内，所述第二平衡块安装于所述外筒内且位于最后一个第一平衡块的末端，所述电点火装置位于所述第二平衡块内。本发明通过灵活控制平衡体的质量大小与发射工况相匹配，实现弹丸和平衡体同时出炮口和炮尾或至少保证弹丸略先出炮口；配套的电点火装置保证了电点火通道的闭气性，并能便捷地安装于平衡体上；点火装置与平衡体分体设计保证了两者的独立性，能互相不干扰。

摘要： 本发明公开一种燃烧轻气炮内弹道参数预估方法，包括如下步骤：(10)获取燃烧室初始参数：获取燃烧室的求解域和截面积，以及主参数在求解域上的分布；(20)构建可压反应流N‑S模型：根据燃烧轻气炮内弹道特点，构建一维粘性可压反应流数值模型；(30)初始化节点参数矩阵：对主参数进行节点插值并初始化至控制方程组主变量；(40)求解节点参数矩阵：基于WAF‑HLLC黎曼求解器，求解节点参数矩阵，得到主参数；(50)确定内弹道参数：根据主参数计算流场参数，基于Newton逼近法反解焓值公式，更新节点温度T，获得指定时刻燃烧轻气炮的内弹道参数分布。本发明的弹道参数预估方法，准确度高、适应面广。

摘要： 本发明公开了一种可实现大燃面比爬升内弹道的内孔燃烧装药结构，属于发动机技术领域，包括：药柱、衬层及包覆层；所述药柱为加工有轴向通孔的圆柱，其两端面分别加工为外凸的圆弧面，即药柱的轴向两端面为具有中心孔的半球面；所述衬层包覆在药柱的外表面，且衬层的形状与药柱外表面的形状一致；两个环形的包覆层分别包覆在药柱的中心轴向通孔两端的内圆周面上，两个包覆层的外端分别固连在对应端的衬层上；本发明能够在达到大燃面比的爬升内弹道目标的同时，减小装药结构的外径尺寸，进而减小发动机的外径尺寸。

摘要： 本发明公布了一种考虑后座运动的轻型高低压火炮的内弹道诸元计算方法，包括：基于几何燃烧定律，建立高压室内的燃烧方程；通过高压室与低压室压力的比值判断流动状态，选择对应的流量方程；建立高压室的能量方程和状态方程；建立低压室能量方程，在原有的能量方程基础上添加后座运动项；建立弹丸运动方程；建立低压室状态方程；根据经验公式，由膛内平均压力求出膛底压力，基于膛底压力建立后座运动方程；以高压室冲破时刻为初始状态，计算初始状态参数；求解得出该工况下的内弹道诸元。本发明将内弹道能量方程中的次要功系数处理成不含后座能的次要功系数，而将后座动能单独提出一项，使得后座功计算更加准确。

摘要： 本发明提供了一种内弹道曲线无翘尾现象的火箭助推发动机，包括：推座，所述推座的一端用于外接推力座，所述推座的另一端具有第一内螺纹；前封头，所述前封头的前端通过所述第一内螺纹旋入所述推座内，所述前封头的内侧螺纹旋设有点火器，所述前封头的后端具有第二内螺纹；燃烧室壳体，所述燃烧室壳体的一端通过所述第二内螺纹旋入所述前封头内，并包裹所述点火器，所述燃烧室壳体的另一端螺纹设有喷管组件，所述燃烧室壳体内设有沿其轴向布置的推进剂药柱，所述推进剂药柱上设有锥孔。本发明解决了现有技术中发动机内弹道曲线存在“翘尾”现象以及结构复杂的技术问题。

摘要： 本发明公开了一种考虑烧蚀‑沉积的固体姿轨控发动机零维内弹道计算方法，包括建立考虑烧蚀/沉积影响后的固体姿轨控发动机零维内弹道计算模型，并对固体姿轨控发动机零维内弹道计算模型进行求解，得到燃烧室的压强；其中，基于喷烧蚀/沉积速率得到发动机的总等效喉部面积。本发明应用于姿轨控发动机内弹道计算领域，将烧蚀/沉积情况对等效喉部面积大小的影响纳入考虑范围，进行已知烧蚀/沉积规律后的姿轨控发动机零维内弹道计算，可获得更贴近工程实际情况的燃烧室压强，降低由于零维内弹道计算不精确造成的推力计算误差，易于控制机构对推力的精准调控，便于后期对发动机进行性能考核和数值模拟，解决了发动机零维内弹道精确快速计算问题。

摘要： 本申请提供了基于预设推力的固液火箭发动机的内弹道计算方法及装置，涉及航天技术领域，具体为：获取发动机每个采样时刻的初始氧化剂质量流量；进入迭代步骤：根据每个采样时刻上一迭代次数的氧化剂质量流量，依次计算每个采样时刻的实际推力，其中，第一次迭代中，上一迭代次数的氧化剂质量流量为初始氧化剂质量流量；判断所有采样时刻的实际推力和预设推力之间的关系是否满足迭代结束条件，如果不满足则计算本次迭代的每个采样时刻的氧化剂质量流量，增加迭代次数，转入迭代步骤；否则，迭代结束；将最后一次迭代计算确定的所有采样时刻的氧化剂质量流量，作为对应采样时刻的最佳氧化剂质量流量。本申请实现固液火箭发动机流量工况设计计算。

摘要： 本发明提出一种等离子体点火下混合装药内弹道特性参数的计算方法。确定脉冲电源放电参数；建立等离子体增强作用下火药燃速公式；确定两种火药的形状函数；建立弹丸运动方程及电热化学发射内弹道方程；将输入电能代入电热化学发射内弹道方程，结合火药燃速公式及形状函数进行时间推进求解，利用弹丸运动方程及电热化学发射内弹道方程最终得到弹丸出膛过程中的膛内压力及弹丸速度曲线。本发明解决了现有电热化学发射内弹道模型中仅考虑单一装药结构的问题，能够快速有效计算混合装药结构下电热化学发射弹丸出膛过程中的膛内压力及弹丸速度曲线。

摘要： 本实用新型属于基础试验技术领域，具体涉及的是一种可变阻尼的内弹道参数测量装置。相对于现有技术，该可变阻尼的内弹道参数测量装置，包括密封盒，所述密封盒顶部设置盖板，盖板顶部连接钢丝拉绳保护管，密封盒侧方设置线缆密封函，密封盒内设置连接弹体的传感器，传感器线缆输出端连接数据采集装置，通过调节测量装置的阻尼力可防止燃气对钢丝绳的扰动，同时在导弹加速度减小时，防止转动轮因惯性所产生的过冲，有效保证了测试精度，测量装置能适应不同的冷发射动力系统，该装置结构简单，安装方便可靠；与通过在弹内安装加速度计的内弹道参数测量方式相比，本发明装置所采用的拉线方式能直接获取导弹内弹道位移数据，更加直观。