高旋掠飛末敏彈動(dòng)力學(xué)特性及命中概率研究.pdf

1、為提升戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境下現(xiàn)有裝甲武器系統(tǒng)平臺(tái)的威力，本文探討利用平直彈道下旋轉(zhuǎn)飛行的彈丸實(shí)現(xiàn)對(duì)裝甲目標(biāo)的高效毀傷。在提出沿翼展方向扭曲的尾翼并應(yīng)用到掠飛末敏彈后，開展了尾翼的動(dòng)力學(xué)特性、氣動(dòng)特性數(shù)值仿真及實(shí)驗(yàn)方法、高速旋轉(zhuǎn)尾翼彈的飛行動(dòng)力學(xué)建模、穩(wěn)態(tài)掃描特性、掠飛末敏彈命中概率等內(nèi)容的研究。研究成果可為掠飛末敏彈的總體設(shè)計(jì)、氣動(dòng)優(yōu)化、穩(wěn)定性分析以及末敏彈的毀傷效能分析等提供參考。
　　以帶扭曲尾翼的彈翼組合體為研究對(duì)象，簡(jiǎn)要介紹了其工作原

2、理，運(yùn)用扭曲率和平均攻角來(lái)表征扭曲尾翼的結(jié)構(gòu)特征，并建立其滾轉(zhuǎn)動(dòng)力學(xué)方程，獲得了結(jié)構(gòu)尺寸對(duì)轉(zhuǎn)速的影響規(guī)律，實(shí)現(xiàn)了飛行速度與轉(zhuǎn)速的匹配;基于LS-DYNA對(duì)碰撞進(jìn)行數(shù)值仿真，獲得了危險(xiǎn)點(diǎn)的應(yīng)力變化曲線;運(yùn)用微分求積法對(duì)高階氣動(dòng)彈性方程離散求解，得到了尾翼尺寸對(duì)基頻的影響規(guī)律，為避免翼面由共振引起的強(qiáng)度破壞提供了依據(jù)。
　　對(duì)掠飛末敏彈的氣動(dòng)特性開展了數(shù)值仿真及實(shí)驗(yàn)研究。數(shù)值仿真時(shí)先簡(jiǎn)要介紹了仿真方法，針對(duì)掠飛末敏彈模型進(jìn)行求解，得到

3、了扭曲尾翼彈丸的氣動(dòng)參數(shù)，并對(duì)扭曲尾翼增旋減阻的機(jī)理進(jìn)行深入分析，同時(shí)對(duì)馬格努斯效應(yīng)進(jìn)行了研究。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)時(shí)研究了不同扭曲率對(duì)彈箭氣動(dòng)參數(shù)的影響規(guī)律，結(jié)果和數(shù)值仿真吻合較好，研究方法及結(jié)論對(duì)掠飛末敏彈的總體優(yōu)化設(shè)計(jì)具有指導(dǎo)意義。
　　充分考慮動(dòng)不平衡、風(fēng)等影響，建立了復(fù)雜條件下的掠飛末敏彈六自由度動(dòng)力學(xué)方程并求解，得到了彈道諸元隨時(shí)間的變化規(guī)律;進(jìn)一步推導(dǎo)了彈丸角運(yùn)動(dòng)方程、攻角方程并進(jìn)行穩(wěn)定性分析，指出增大靜力矩、減小馬格努斯效應(yīng)、

4、減小動(dòng)不平衡度有利于彈丸的飛行穩(wěn)定;通過(guò)坐標(biāo)變換方法建立了掃描線方程并聯(lián)立飛行動(dòng)力學(xué)方程求解，得到掠飛末敏彈的掃描區(qū)域，分析了初速、射角等對(duì)穩(wěn)態(tài)掃描特性的影響。
　　充分考慮隨機(jī)因素的基礎(chǔ)上，運(yùn)用蒙特卡洛打靶法獲得了彈丸和裝甲目標(biāo)的隨機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù);證明捕獲依賴區(qū)定理及空間捕獲依賴區(qū)推論，建立了掠飛末敏彈對(duì)地面、空間裝甲目標(biāo)的捕獲概率模型，推導(dǎo)捕獲概率解析公式，得到了各因素對(duì)捕獲概率的影響規(guī)律;最后建立掠飛末敏彈對(duì)裝甲目標(biāo)的命中概率模