导读:本文包含了增程炮弹论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:炮弹,射流,火具,气道,发动机,喷管,风洞。
增程炮弹论文文献综述
刘君阁,赵变玲,孙振兴[1]（2018）在《增程炮弹火箭发动机点传火研究》一文中研究指出为使增程炮弹火箭发动机可靠、平稳工作,提出了一种后置射流点火具(锆系药)点燃前置射流点火具(锆系药)的点传火技术,进行了点传火系统总体、前置射流点火具、后置射流点火具、点火、传火及装药设计,进行了点火具射流长度、射流时间、射流流量、静态、动态及点传火系统P——t曲线等对比测试。试验结果表明:射流点火具(锆系药)具有输出性能稳定、射流流量较大的射流点火特性,在点传火系统中能使前置射流点火具(锆系药)迅速稳定建压,输出较大、稳定的射流流量,使火箭发动机稳定工作。(本文来源于《火工品》期刊2018年06期）
王聪[2]（2018）在《滑翔增程炮弹GPS/SINS组合导航空中对准方法研究》一文中研究指出精确制导炮弹在现代战争中扮演着越来越重要的作用,目前较多采用滑翔增程技术以提高制导炮弹射程,采用GPS/SINS组合导航技术以实现精确制导,然而捷联惯导系统(Strapdown Inertial Navigation System,SINS)的初始对准问题一直是严重制约其打击精确性的重点和难点。由于制导炮弹刚出膛时具有较高的旋转速度,包含的惯性器件工作条件较为恶劣,这导致传统基于地面静基座对准后再发射的方式失效。基于以上研究背景,本课题设计滑翔增程制导炮弹组合导航系统空中对准方案,分别在失准角模型、可观测性分析、非线性滤波器设计叁个方面展开详细论述,在量测噪声统计信息不确定的环境下,着重研究能够估计量测噪声的非线性滤波器,以实现其空中对准。SINS大失准角误差模型的建立。传统欧拉角误差模型多基于小姿态误差角假设条件进行推导,然而由于炮弹出膛到惯导模块开始工作期间,姿态误差角具有较大的不确定性,使得失准角的初值会很大,进而使得常规推导出的欧拉角误差模型难以应用。为改进以上建模问题,本文建立一种加性四元数误差模型,可适用于具有任意初始姿态误差角的系统模型建立。GPS/SINS组合导航系统的可观测性分析。利用全球定位系统(Global Positioning System,GPS)测得的速度和位置信息作为量测信息,建立组合导航系统的观测模型。考虑到可观测度的大小与机动方式有关,但是制导炮弹的机动方式一般固定不可变,因此这里只讨论制导炮弹常规机动方式的可观测度。利用PWCS可观测性分析理论和基于奇异值分解的可观测度分析方法,进而实现GPS/SINS模型可观测性分析。基于扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter,EKF)算法进行失准角估计。在惯导模块工作前,粗对准更订失准角,将更订后的结果作为SINS系统导航的初始值;在此基础上,针对四元数误差模型的非线性,利用GPS测得信息作为量测量,双子样算法实现SINS更新,进而利用EKF算法估算出失准角。研究几种适用于强非线性系统的非线性滤波算法。EKF具有算法简单,容易实现等优点,因此在工程上应用较广泛,然而制导炮弹处于高动态、高速旋转的运动状态中,惯导系统误差模型是强非线性的,这时EKF算法估计精度严重下降,甚至发散,而且Jacobi矩阵的计算较为复杂。针对这种情况,研究了几种适用于强非线性模型的滤波算法,包括基于UT变换的无迹卡尔曼滤波算法(Unscented Kalman Filter,UKF)、基于spherical-radial cubature准则的容积卡尔曼滤波算法(Cubature Kalman filter,CKF)以及基于Sage-Husa极大后验估值器的自适应容积卡尔曼滤波算法(Adaptive cubature Kalman filter,ACKF)。最后将几种滤波方法应用到GPS/SINS组合系统对准模型中,并且进行了数值仿真,通过对仿真结果的分析与比较从而验证算法的有效性,因此本文的研究对工程实践具有一定的指导作用。(本文来源于《哈尔滨工业大学》期刊2018-06-01）
付朝新,韩长青,乔华,杨雨,王振旭[3]（2015）在《某海炮复合增程炮弹底排药工作异常原因解析》一文中研究指出某海炮复合增程弹在系统试验中出现发射出炮口后底排破碎掉药、工作异常现象,导致射程偏近,通过对底排药、发射装药系统、底排装置、底排火箭结构匹配等层层系列排查、对比分析,找到了导致复合增程弹底排药异常工作的影响因素,改进后通过高低常温大样本量发射考核,异常现象消除,彻底解决了底排药发射后异常工作的故障,提高了复合增程弹使用可靠性。(本文来源于《四川兵工学报》期刊2015年04期）
成红刚,鞠玉涛,孟红磊[4]（2012）在《固体燃料冲压增程炮弹瞬态结构完整性分析》一文中研究指出研究固体燃料冲压增程炮弹发射瞬态高过载下的结构完整性,结构强度优化是保证完整性的前提。为获取炮弹在发射过程中的瞬态结构强度,应用有限元软件对冲压增程炮弹发射瞬态的结构动力学特性进行了研究。建立了冲压增程炮弹的叁维模型,采用有限元软件和瞬态动力学模型对冲压增程炮弹发射瞬态结构强度进行数值计算,计算结果验证了数值计算方法的有效性,冲压增程炮弹在发射高过载下的结构完整性良好,但在应力集中较大的部位仍然需要强化设计,结果对固体燃料冲压增程炮弹的设计具有重要的参考价值。(本文来源于《计算机仿真》期刊2012年03期）
郑健,周长省,陈雄[5]（2011）在《冲压增程炮弹发展研究》一文中研究指出针对未来战争中炮兵武器向远程化精确打击的目标发展,阐述冲压增程技术在炮弹中的应用前景。从冲压增程炮弹的结构组成和工作原理出发,阐明冲压增程炮弹的增程效率高,是炮弹增程技术的主要发展方向。介绍国外主要发达国家及国内冲压增程炮弹研究发展的技术状况,并针对国内外的研究状况,概括了冲压增程炮弹研制中需解决的关键技术问题。同时,结合目前炮兵武器发展的特点,提出未来冲压增程炮弹远程化、制导化和精确化的发展方向。(本文来源于《兵工自动化》期刊2011年11期）
张磊,周长省,鞠玉涛,胡志刚[6]（2011）在《冲压增程炮弹补燃室内铝镁推进剂燃烧流场数值模拟》一文中研究指出为研究镁对补燃室内燃烧的影响,利用概率密度函数模型和颗粒轨道模型,对冲压增程炮弹补燃室铝镁推进剂的二次燃烧流场进行了叁维数值模拟。铝颗粒的燃烧采用蒸发扩散模型进行控制,湍流模型采用标准k-ε两方程模型。考虑镁质量分数、铝颗粒直径的影响,得出了产物组成、温度等发动机参数的变化趋势。结果表明:冲压增程炮弹补燃室头部有两处扩散火焰峰面,然后在补燃室中部混合成为一个火焰;随着镁质量分数由0%增加到15%,铝颗粒的燃烧效率由15%提高至35%;在镁质量分数相同的情况下,随着铝颗粒直径的增大,铝颗粒的燃烧效率减小。(本文来源于《南京理工大学学报》期刊2011年03期）
肖亮,王中原,史金光[7]（2011）在《滑翔增程炮弹的气动布局与外形参数优化设计分析》一文中研究指出为提高滑翔增程炮弹的滑翔距离,要对滑翔增程炮弹的气动布局和外形参数进行优化设计。研究了滑翔增程炮弹的总体气动布局方案,以全弹的升阻比为优化目标函数,建立了滑翔增程炮弹的气动外形参数优化设计方法。仿真结果表明,采用该方法确定的气动外形参数,有利于滑翔增程炮弹稳定性适当,操纵性良好,稳定性与操纵性、舵偏角与平衡攻角匹配较好。研究结果为滑翔增程炮弹的气动布局和外形参数设计提供了理论依据。(本文来源于《火力与指挥控制》期刊2011年03期）
成红刚,郑健,孟红磊,许进升[8]（2010）在《冲压增程炮弹中心锥支柱瞬态动力学分析》一文中研究指出运用有限元软件Abuqus对冲压增程炮弹中心锥支柱在发射过程中的瞬态动力学特性进行了数值计算,分析了中心锥支柱在高过载下的应力应变特性的时间效应,并对支柱的强度进行了校核。结果表明:在0.006s时,支柱所受的应力和应变最大。发射过程中中心锥支柱的应力应变变化趋势与膛压曲线基本一致;中心锥支柱的结构强度能够满足火炮发射过程中高过载环境下的强度要求。研究结果对冲压增程炮弹的进气道结构设计具有重要的参考价值。(本文来源于《江苏航空》期刊2010年S1期）
夏强,武晓松,孙波,熊志平[9]（2010）在《固体燃料冲压增程炮弹用混压式进气道数值模拟及实验研究》一文中研究指出利用叁维雷诺平均Navier-Stokes方程,在不同攻角和来流马赫数条件下,对带侧向支柱的某固体燃料冲压弹用混压式进气道的内外复杂流场进行了数值模拟,并完成了风洞实验,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布及进气道出口总压变化规律。结果表明:数值模拟所得流场结构与风洞实验纹影图一致;随着攻角的增大,流入进气道的空气流量减少,总压恢复系数降低,出口马赫数基本保持不变;在亚临界状态下,总压恢复系数受攻角的影响显着增大,其值甚至比临界状态时还要低;此外,在同一来流马赫数下,总压恢复系数随进气道出口反压的增大而增大。(本文来源于《兵工学报》期刊2010年10期）
王筱蓉[10]（2010）在《冲压增程炮弹进气道型面气动优化方法研究》一文中研究指出随着弹箭向远程化发展,传统的底凹、底排等炮弹增程技术已渐渐无法满足射程的要求,因此利用冲压发动机实现炮弹的增程被越来越多的研究和应用。进气道是冲压增程炮弹重要组成部分之一,其性能好坏直接影响冲压发动机推力,进而影响炮弹的射程,而冲压增程炮弹的进气道型面一般是不可调节的,因而进气道型面好坏直接决定了进气道的性能以及炮弹的阻力特性,而进气道与炮弹弧形部相关联,弧形部是炮弹阻力的主要来源之一,故对进气道型面和弧形部进行优化设计非常必要。本文基于以上因素,建立了一套进气道型面的优化设计方法,具体研究内容如下：首先,分析了炮弹在被动飞行段时内外流场特性以及发动机工作时进气道的流场特性。建立了冲压增程炮弹的几何模型,并对炮弹发动机不工作时的内外流场进行数值仿真,分析了炮弹在发动机不工作时各部分的阻力。进而对冲压发动机工作时的进气道流场进行叁维数值仿真,研究了进气道内流场结构,重点分析了加强筋、附面层的干扰以及附面层和激波的相互干扰对进气道性能的影响,以及不同来流马赫数和不同攻角下,进气道性能的变化规律,得到的结果为后续研究提供了理论基础。其次,根据设计由粗到细的原则,忽略进气道亚音速扩张段型面对进气道性能的影响,建立了基于一维流理论进气道型面的优化设计方法,利用该方法对进气道型面设计参数进行了单目标和多目标的优化。建立了超音速多锥(多楔)进气道性能参数的数学模型及进气道外壳阻力的数学模型,推导了基于一维流的进气道总压恢复系数及进气道外壳阻力系数,并编写C语言程序求解其值；建立了自动优化平台,集成C语言程序和优化策略,完成了对单锥、双锥、叁锥和单楔、双楔、叁楔进气道的单目标优化。优化结果与Schittcowski结果对比,二者吻合很好,证明了优化结果是可信的。根据Fraenkel理论给出了冲压增程弹丸外壳的阻力特性曲线,建立了外壳阻力的数学模型,并研究了固定面积比以及不同面积比下的外壳阻力特性。在此基础上,分别对上述几种进气道型面设计参数进行了多目标优化,得到相应的最优设计曲线。再次,创建了完整的进气道模型,在此基础上建立了基于流场数值仿真的集成优化平台,将进气道的参数化建模、流场仿真及优化方法集成在平台上,实现进气道型面的自动化优化,利用该方法对进气道型面设计参数进行了单目标和多目标的优化。利用NURBS理论设计了双锥进气道亚音速扩压段型面,建立了进气道优化的几何模型,以进气道的流场仿真结果作为评价体系,采用特殊的拓扑结构划分流场计算区域,避免了进气道模型在更新过程中流场网格发生畸变,同时设置了激波监视面,以确保流场迭代过程中正激波恰好位于进气道喉道。对进气道型面进行了单目标和多目标优化,优化后的进气道能在牺牲较小的总压恢复系数下,大幅减小炮弹阻力,有效地增加了射程。在此基础上,比较了基于一维流的优化结果和基于CFD流场的优化结果,得到进气道型面设计的一般方法。最后,对优化后的进气道进行了超音速风洞试验研究,测量了来流马赫数为2.5和2.0时的迎风侧与背风侧的壁面静压和进气道出口总压,并与仿真结果对比,二者基本一致,说明数值仿真结果基本能反映进气道内的压力变化及总压的变化,因此,基于仿真的优化结果的可信度较高。(本文来源于《南京理工大学》期刊2010-05-01）
增程炮弹论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
精确制导炮弹在现代战争中扮演着越来越重要的作用,目前较多采用滑翔增程技术以提高制导炮弹射程,采用GPS/SINS组合导航技术以实现精确制导,然而捷联惯导系统(Strapdown Inertial Navigation System,SINS)的初始对准问题一直是严重制约其打击精确性的重点和难点。由于制导炮弹刚出膛时具有较高的旋转速度,包含的惯性器件工作条件较为恶劣,这导致传统基于地面静基座对准后再发射的方式失效。基于以上研究背景,本课题设计滑翔增程制导炮弹组合导航系统空中对准方案,分别在失准角模型、可观测性分析、非线性滤波器设计叁个方面展开详细论述,在量测噪声统计信息不确定的环境下,着重研究能够估计量测噪声的非线性滤波器,以实现其空中对准。SINS大失准角误差模型的建立。传统欧拉角误差模型多基于小姿态误差角假设条件进行推导,然而由于炮弹出膛到惯导模块开始工作期间,姿态误差角具有较大的不确定性,使得失准角的初值会很大,进而使得常规推导出的欧拉角误差模型难以应用。为改进以上建模问题,本文建立一种加性四元数误差模型,可适用于具有任意初始姿态误差角的系统模型建立。GPS/SINS组合导航系统的可观测性分析。利用全球定位系统(Global Positioning System,GPS)测得的速度和位置信息作为量测信息,建立组合导航系统的观测模型。考虑到可观测度的大小与机动方式有关,但是制导炮弹的机动方式一般固定不可变,因此这里只讨论制导炮弹常规机动方式的可观测度。利用PWCS可观测性分析理论和基于奇异值分解的可观测度分析方法,进而实现GPS/SINS模型可观测性分析。基于扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter,EKF)算法进行失准角估计。在惯导模块工作前,粗对准更订失准角,将更订后的结果作为SINS系统导航的初始值;在此基础上,针对四元数误差模型的非线性,利用GPS测得信息作为量测量,双子样算法实现SINS更新,进而利用EKF算法估算出失准角。研究几种适用于强非线性系统的非线性滤波算法。EKF具有算法简单,容易实现等优点,因此在工程上应用较广泛,然而制导炮弹处于高动态、高速旋转的运动状态中,惯导系统误差模型是强非线性的,这时EKF算法估计精度严重下降,甚至发散,而且Jacobi矩阵的计算较为复杂。针对这种情况,研究了几种适用于强非线性模型的滤波算法,包括基于UT变换的无迹卡尔曼滤波算法(Unscented Kalman Filter,UKF)、基于spherical-radial cubature准则的容积卡尔曼滤波算法(Cubature Kalman filter,CKF)以及基于Sage-Husa极大后验估值器的自适应容积卡尔曼滤波算法(Adaptive cubature Kalman filter,ACKF)。最后将几种滤波方法应用到GPS/SINS组合系统对准模型中,并且进行了数值仿真,通过对仿真结果的分析与比较从而验证算法的有效性,因此本文的研究对工程实践具有一定的指导作用。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
增程炮弹论文参考文献
[1].刘君阁,赵变玲,孙振兴.增程炮弹火箭发动机点传火研究[J].火工品.2018
[2].王聪.滑翔增程炮弹GPS/SINS组合导航空中对准方法研究[D].哈尔滨工业大学.2018
[3].付朝新,韩长青,乔华,杨雨,王振旭.某海炮复合增程炮弹底排药工作异常原因解析[J].四川兵工学报.2015
[4].成红刚,鞠玉涛,孟红磊.固体燃料冲压增程炮弹瞬态结构完整性分析[J].计算机仿真.2012
[5].郑健,周长省,陈雄.冲压增程炮弹发展研究[J].兵工自动化.2011
[6].张磊,周长省,鞠玉涛,胡志刚.冲压增程炮弹补燃室内铝镁推进剂燃烧流场数值模拟[J].南京理工大学学报.2011
[7].肖亮,王中原,史金光.滑翔增程炮弹的气动布局与外形参数优化设计分析[J].火力与指挥控制.2011
[8].成红刚,郑健,孟红磊,许进升.冲压增程炮弹中心锥支柱瞬态动力学分析[J].江苏航空.2010
[9].夏强,武晓松,孙波,熊志平.固体燃料冲压增程炮弹用混压式进气道数值模拟及实验研究[J].兵工学报.2010
[10].王筱蓉.冲压增程炮弹进气道型面气动优化方法研究[D].南京理工大学.2010
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