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期刊信息/Journal information
弹箭与制导学报
弹箭与制导学报

王东

双月刊

1673-9728

DJZDXB@126.com

029-88293167

710065

西安市丈八东路10号

弹箭与制导学报/Journal Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and GuidanceCSCD北大核心CSTPCD
查看更多>>本刊主要报道导弹、火箭、弹药、弹道、气动力、控制、制导、仿真及与兵器技术相关的专业学术性论文。突出指导高新技术在本专业领域的理论研究成果，反映科研、生产、使用、教学上的最新应用成果，为国防现代化建设服务。
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    三角阵列式组合光幕坐标测量系统的研究

    贾一丹刘吉武锦辉杜诗玥...
    1-8页
    查看更多>>摘要：提出一种三角阵列式组合光幕坐标测量系统,以解决传统组合光幕靶在坐标测量中存在稳定性差,结构复杂以及成本高等难题.给出了半光强角为3°的发光元件和探测阵列组成的光幕系统设计方案,分析了系统的元器件选型和光幕搭建中探测阵列的工作原理,推导出了三角阵列式组合光幕弹着点坐标的计算方法.研究结果得出在搭建光幕靶架的长宽为1.1 m时,实际光幕测量范围为1 m×1 m,系统可测量直径大于5.7 mm的弹丸;在仿真与对比分析后表明三角阵列式组合光幕坐标测量系统可行.

    三角组合光幕坐标测量系统阵列扫描坐标计算

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    基于NOA-VMD的炮口冲击波谐振噪声降噪算法

    杨浩越孟祥瑞鞠明池王英志...
    9-17页
    查看更多>>摘要：火炮发射时产生的炮口冲击波信号频谱范围广,受限于采集系统中压力传感器有效工作带宽导致采集过程引入大量谐振噪声.为了降低谐振噪声对炮口冲击波信号的影响,提出了一种基于星鸦优化算法(NOA)优化变分模态分解(VMD)的炮口冲击波谐振噪声降噪算法.首先以最小包络熵为适应度函数的NOA对VMD的分解模态数与惩罚因子参数进行优化;其次通过NOA-VMD算法对炮口冲击波信号进行分解,计算各分量谐振能量损失比筛选出谐振分量;最后对剩余信号分量进行重构得到去除谐振分量的炮口冲击波.实验结果表明,NOA寻优效果最佳,基于NOA-VMD算法有效降低谐振噪声对炮口冲击波信号的干扰.

    炮口冲击波谐振噪声星鸦优化算法变分模态分解谐振能量损失比

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    旋翼巡飞末敏弹动态命中误差仿真研究

    华耀栋王欣胡志鹏贾子琪...
    18-25页
    查看更多>>摘要：针对旋翼巡飞末敏弹末制导段的命中精度受探测系统误差和姿态扰动共同影响的问题,分析了影响EFP毁伤元散布精度的动态特性,建立基于导引系统探测误差、弹体空间姿态扰动、毁伤元牵连运动偏差和系统时延的动态命中点模型,并引入末制导段的弹目交会轨迹与摆动姿态修正,从而在充分利用弹体姿态信息的情况下,利用实验飞行数据,分析各因素对弹着点的影响.仿真和分析结果表明:在一定随机干扰下,巡飞弹弹体姿态扰动和交会轨迹偏差是影响命中精度的主要因素,得出了满足打击典型装甲目标命中率的姿态角控制要求,为巡飞末敏弹的制导律和轨迹预测控制研究提供了理论依据.

    旋翼巡飞末敏弹EFP毁伤元命中点仿真弹目交会

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    弹载大倾角惯性辅助视觉景象匹配导航方法研究

    吴奕雯程玉陈帅李海峰...
    26-32页
    查看更多>>摘要：针对制导弹药视觉景象匹配导航中由于飞行姿态引起的定位误差,提出了一种适用于高动态、倾斜视角情况下的惯性辅助视觉景象匹配的导航方法.该方法对现有的景象匹配导航方法进行改进,以惯性姿态辅助视觉景象匹配导航求解校正前后图像之间的单应性矩阵以及重采样尺度,进行实时图的畸变校正,避免在后续匹配算法中多次迭代盲目匹配,提高算法效率;同时,对匹配算法后得到匹配点位置信息进行定位修正,减小飞行过程中的定位偏差.实验表明:该方法能够有效减小载体倾斜在高动态环境下引起的导航定位误差.其中,图像校正算法平均误差为1.07像素,耗时为0.005 s,与传统方法相比平均误差减小69％,耗时缩短88％.惯性辅助视觉景象匹配导航系统位置误差为11.23 m(RMSE),更新频率优于10 Hz,能够有效应对中末制导的高动态、倾斜环境,为卫星拒止下的制导弹药提供低成本的自主导航方案.

    高动态景象匹配中末制导视觉导航

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    EFP模拟弹靶后碎片云特性数值模拟研究

    苏发章冀功祥景彤杨宝良...
    33-45,71页
    查看更多>>摘要：为探究头部密实且小长径比的爆炸成型弹丸(EFP)后效碎片云特性,研究中采用FEM-SPH算法,针对长径比为1.2的紫铜和镍合金两种EFP模拟弹开展碎片云形成过程分析并进行拓展研究.研究发现:小长径比弹丸侵彻后效碎片云呈现由微小弹靶碎片组成的椭球状结构,弹丸尺寸和侵彻速度的增大使靶后形成数量更多且速度更高的碎片云,镍合金剩余弹丸以镦粗状存在于碎片云头部,对后效靶造成二次侵彻,而紫铜破片破碎程度较大,对后效靶形成较大面积毁伤区;在弹丸密度一定的情况下,靶板强度主要影响碎片云轴向膨胀能力,而对于不同弹靶材料,碎片云径向膨胀能力主要取决于弹靶材料密度比ρb.研究结论对EFP战斗部后效威力设计具有重要意义.

    EFP模拟弹侵彻碎片云毁伤数值模拟

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    长尾管固体火箭发动机内部流动特性仿真分析

    毛纪银杜勇田云峰高宏伟...
    46-52页
    查看更多>>摘要：为分析长尾管固体火箭发动机的内部流动特性,编制微分内弹道程序进行发动机内弹道解算;同时采用自定义函数建立质量进口条件、动网格技术模拟燃面推移、欧拉-拉格朗日模型结合粒子随机游走模型,对无长尾与有长尾结构固体火箭发动机三维两相瞬态内流场展开对比研究,对比了发动机的性能,分析了长尾结构对气相流动特性与不同直径颗粒的运动分布的影响.分析结果表明:内弹道与流场仿真的发动机平衡压力基本一致.有长尾结构带来了沿程阻力损失,内部平衡压强要高于无长尾结构发动机压力,导致了装药燃烧加快,输出推力反而减小;燃气流经长尾区域流速增加明显,但粒子作用会导致轴线附近流速与温度的震荡,温度整体变化小,故此区域热防护应该重点考虑;由于惯性,粒子在长尾区域先汇集后发散,随粒径增加,粒子汇集区越靠前,散布程度越大,气流对粒子运动作用越小.

    长尾管固体火箭发动机内弹道两相流装药燃烧流动特性

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    基于粒子群优化的组合导引律模型

    许人可龙波彭晓乐王嘉楠...
    53-61页
    查看更多>>摘要：针对导弹打击机动目标的问题,提出了一种基于组合导引律的粒子群优化算法以应对战场环境中的机动目标打击问题.首先对三维弹目运动关系进行分析,设计了一种包含角度和时间偏置项的比例导引律,旨在有效抑制终端角度变化,同时确保打击时间的精确控制.为实现最优导引律参数的求解,研究构建了以打击角、打击时间、法向加速度和脱靶量等约束条件为基础的代价函数.采用标准粒子群算法进行自适应寻优,通过迭代计算确定使代价函数最小化的最优导引律参数,进而得到满足约束条件的最优弹道.为验证算法的有效性,设置了机动目标场景,并设计了与原始比例导引律的对比仿真实验以及多种打击时间测试实验.实验结果表明,相较于传统比例导引律,基于粒子群优化的组合导引律算法在应对机动目标时能够生成满足打击时间要求及其他约束条件的弹道,并在不同打击时间设定下均展现出良好的打击效果,具有广阔的应用前景.

    组合导引律粒子群优化比例导引律导航制导滑模控制

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    宽速域条件下卵形弹侵彻规律研究

    侯旭华印立魁曲乾坤梁家栋...
    62-71页
    查看更多>>摘要：为了研究卵形弹在宽速域条件下的侵彻威力,通过ANSYS/LS-DYNA有限元分析软件,在不考虑装药冲击响应特性的前提下,对卵形弹侵彻混凝土靶板进行数值模拟,重点研究了在2.0Ma～6.0Ma撞击速度下,弹体材料、曲径比、长径比和质量对侵彻性能的影响.结果表明:随着着靶速度的提升,弹体无量纲侵深均呈现先上升后下降的趋势;同时,相比93钨合金和TA7钛合金材料,弹体材料选用G50合金钢侵彻性能更佳;曲径比在低速侵彻时对无量纲侵深影响显著,在超高速侵彻时影响程度降低,弹体最佳曲径比为3～4;长径比在低速侵彻时与侵深呈正相关,在超高速侵彻时呈负相关,无量纲侵深随长径比的增大而减小,弹体最佳长径比为4～5;质量对侵深影响显著,对无量纲侵深和临界转化速度影响较小;临界转化速度出现在3.5Ma～4Ma.

    卵形弹宽速域混凝土数值模拟

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    高速侵彻战斗部装药缓冲结构研究

    赵一凡付建平杨芮石浩天...
    72-81页
    查看更多>>摘要：为研究典型缓冲结构和缓冲材料对超高速侵彻战斗部装药防护性能的影响,降低侵彻过程中强过载恶劣环境引发的装药响应,采用LS-DYNA对战斗部以1400 m/s速度正侵彻混凝土靶进行数值模拟.通过对弹体侵彻过程中无缓冲装药力学响应分析,确定了缓冲结构设计的方向,研究不同材料、厚度的缓冲块和缓冲层对装药环境的影响.结果表明:缓冲块对装药前段保护效果明显,能显著降低装药应力和过载峰值;缓冲层结构则更趋向于提升装药整体应力变化的一致性,使装药整体应力环境变化更加均匀.所选缓冲块结构以30 mm厚聚碳酸酯最优,能使装药过载和应力峰值分别降低20％和34％;缓冲层结构以4 mm厚聚四氟乙烯最优,装药过载和应力峰值分别降低19％和9％.为高速侵彻战斗部装药缓冲结构防护提供一定参考.

    侵彻缓冲材料缓冲结构数值模拟装药应力

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    翼型火箭橇弹橇分离过程气动特性研究

    张晨辉周学文王磊庞超...
    82-88页
    查看更多>>摘要：针对翼型橇终点效应试验攻角控制问题,采用基于耦合流场数值模拟方法与刚体六自由度运动方程的被试品飞行攻角工程预示程序,获取了弹-橇分离过程中被试品攻角和特征位置处弹-橇相对位置与飞行时间、距离的关系,分析了地面效应、橇体气流扰动作用下被试品气动力矩变化趋势,研究了预置攻角、分离速度、轨道参数对分离过程中被试品压心位置及攻角变化的影响规律,为翼型橇弹-橇分离方案优化设计提供技术支持.

    翼型火箭橇弹橇分离气动特性

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