导读:本文包含了尾翼稳定脱壳穿甲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:脱壳,穿甲弹,尾翼,稳定,自由度,威力,网格。
尾翼稳定脱壳穿甲弹论文文献综述
杨厚广,毕叶,谢连双,李明杰,张磊[1]（2017）在《提高小口径尾翼稳定脱壳穿甲弹威力》一文中研究指出本文讨论如何通过不同的技术方法提高小口径尾翼稳定脱壳穿甲弹穿甲威力,满足武器系统穿甲威力的战技指标要求。(本文来源于《OSEC首届兵器工程大会论文集》期刊2017-10-21）
脱金奎,蒋洪章,金海龙,杨厚广,冯宏彬[2]（2017）在《一种提高尾翼稳定脱壳穿甲弹立靶密集度的方法》一文中研究指出本文重点针对尼龙导带影响其立靶密集度为切入点,通过设计外导带切预制断裂槽工艺,保证弹丸出炮口后脱壳一致性好,从而提高立靶密集度水平。(本文来源于《OSEC首届兵器工程大会论文集》期刊2017-10-21）
张学伟,李强,高斌,李博,王磊[3]（2016）在《不同攻角对尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳过程影响分析》一文中研究指出为了研究攻角对尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳过程的影响,基于CFD的动网格技术和外弹道六自由度方程相结合,采用非结构网格和TVD有限体积格式,对不同攻角时脱壳过程进行数值仿真。得出了分离过程的流场激波云图,不同攻角下弹托质心的位置变化曲线、脱壳时间以及不同分离阶段弹芯表面压力分布曲线。对比分析各参数,得到脱壳弹在正负攻角飞行时,弹托分离时间增加,不利于弹托的分离。(本文来源于《弹箭与制导学报》期刊2016年03期）
崔瀚,张程健,毕叶,李俊杰[4]（2016）在《提高尾翼稳定脱壳穿甲弹威力的技术研究》一文中研究指出本文首先说明了提高尾翼稳定脱壳穿甲弹威力的重要意义,其次根据比动能的表达式,分析了提高尾翼稳定脱壳穿甲弹威力的传统方法,最后提出采用新概念发射技术可以作为提高其威力的新途径。(本文来源于《福建质量管理》期刊2016年05期）
黄振贵[5]（2015）在《尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学研究》一文中研究指出尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS,,armor-piercing,fin-stabilized discarding sabot)脱壳动力学过程非常复杂、具有高瞬态特性,且弹托分离姿态千变万化,并与弹体之间具有强耦合性,两者之间相互作用,最终影响弹体的自由飞行。虽然APFSDS已制式化,但因对其脱壳动力学过程没有完全清楚,导致应用过程中还存在一些缺陷。另外,随着计算流体动力学的进一步发展,利用计算流体动力学技术来数值模拟APFSDS脱壳动力学过程的细节已成为可能,因此开展数值研究弹托分离与运动规律等对改进现有制式弹以及设计新一代APFSDS具有非常重要的意义。本文主要研究内容与成果如下:通过耦合计算流体动力学控制方程和六自由度(6DOF,Six Degree of Freedom)外弹道方程,利用基于压力梯度的网格自适应加密技术与改进的动网格技术,结合高精度AUSM+格式对叁维可压流体力学控制方程进行数值求解,同时利用Runge-Kutta方法和线性多步法对6DOF弹道方程进行数值求解,得到了可对叁维超声速变体6DOF飞行进行研究的数值方法。其中通过引入弹性常数因子以及改进弹簧倔强系数提高了网格质量与变形能力,减小了因网格间插值产生的耗散,可有效提高对流场中激波捕捉能力。利用以上数值计算方法对空心弹外形数值设计、机载导弹投放以及APFSDS弹丸飞行过程的拉伸变形进行数值模拟,验证了以上方法的可行性以及对超声速叁维流场的激波捕捉能力与弹丸六自由度运动计算的可行性。对理想无扰动分离条件下的APFSDS的脱壳动力学进行了数值模拟,结果表明随着弹托分离姿态和位置的变化,流场发生急剧变化,根据弹托与弹体分离过程中的相互作用而分为叁个阶段。初始分离时,由于弹托与弹体之间缝隙极小,形成壅塞流,且弹托前方形成弓形激波。随着间隙增大,弹托弓形激波在弹体与弹托之间发生多次碰撞与反射,使相应表面产生高压,从而影响两者之间的飞行稳定性。随着间隙的进一步增大,分离进入弱耦合阶段,此时弹体尾部虽受弹托表面斜激波的影响,但其强度较弱,弹丸最终摆脱斜激波的作用进入自由飞行阶段。弹丸气动系数的分析表明弹托分离过程的气动干扰是弹丸的最大扰动源之一。数值研究了起始扰动与气象风对APFSDS脱壳动力学过程的影响,同样获得了弹丸与弹托分离过程不同时间段的流场细节、六自由度运动参数以及相关气动参数。数值结果表明在起始扰动与气象风条件下,脱壳动力学过程与理想条件下具有一定的相似性,且同样可分为叁个阶段,然而不同阶段内由于起始扰动及气象风所导致的各弹托与弹体间相互作用过程则有所不同,此时弹托对弹体的影响不再同步,各弹托分离过程的姿态不再对称,并使弹丸的气动系数变化加剧,从而对弹丸的稳定性影响加大。通过数值模拟膛口高压燃气射流对APFSDS脱壳动力学过程的影响,结果清晰揭示了高压欠膨胀射流追赶APFSDS以及最终APFSDS穿越射流的整个过程。结果表明,燃气作用前,弹托的分离运动以后仰为主,当燃气追至弹托尾部时,由于在尾部形成高压区并产生径向分离力与负的俯仰力矩,使弹托出现前倾,而当弹托穿越燃气流时,燃气作用开始减弱,弹托角运动恢复到以后仰为主,因而此过程中弹托的翻转运动不明显,而是与弹丸几乎平行地产生径向分离。燃气使弹托六自由度运动变化远大于弹丸,有利于弹托分离。另外,燃气使弹丸产生较小的自转角速度,有利于弹丸的飞行稳定性,而弹丸的俯仰角及偏航角均较小。(本文来源于《南京理工大学》期刊2015-04-01）
崔瀚,焦志刚[6]（2014）在《基于UG的尾翼稳定脱壳穿甲弹虚拟装配技术》一文中研究指出为了缩短尾翼稳定脱壳穿甲弹的开发周期,提出一种采用UG叁维实体建模软件的虚拟装配技术。以UG叁维建模软件为基础,选择自底向上的设计模式,通过分析尾翼稳定脱壳穿甲弹零部件的结构特点,分别以弹托和尾翼为例说明了对旋成体及非旋成体零部件的建模方法,对已建好的零部件通过它们之间的约束关系对弹丸进行了装配,同时实现了对弹丸爆炸图的创建;采用UG自带的分析功能对装配模型进行了干涉分析,分析结果表明:设计模型合理,并根据弹丸的装配顺序实现了在虚拟装配环境中对装配顺序的仿真及仿真视频文件的制作,采用此技术可以在尾翼稳定脱壳穿甲弹的设计和研发过程中起到很好的帮助作用,从而提高了产品设计质量,缩短了产品开发周期。(本文来源于《兵工自动化》期刊2014年11期）
周强,李强,赵君官[7]（2014）在《尾翼稳定脱壳穿甲弹初始分离弹道仿真计算》一文中研究指出基于动网格技术和六自由度方程,通过求解叁维N-S方程,针对某尾翼稳定脱壳穿甲弹,重点计算了来流马赫数为3.015条件下弹芯与弹托连续脱壳的全过程,得到了在动边界影响下的流场结构图。该模拟清晰地反映了弹芯、弹托二者相互作用下流场变化过程,结果表明:该弹对应的脱壳时间为4.5 ms左右。该仿真为了解脱壳穿甲弹的连续脱壳过程及新一代高效弹托设计打下了基础。(本文来源于《弹箭与制导学报》期刊2014年01期）
黄振贵,陈志华,郭玉洁[8]（2014）在《尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的叁维数值模拟》一文中研究指出尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS)的脱壳过程对其飞行稳定性与效能具有非常重要的作用。为了描述脱壳过程中卡瓣与弹体之间的气动干扰以及卡瓣相对弹体分离的六自由度(6DOF)运动轨迹,基于流体力学控制方程与外弹道6DOF运动方程,利用动网格技术,对尾翼稳定脱壳穿甲弹弹托在气动力和重力作用下相对弹体分离的叁维流场进行了数值模拟,得到了不同分离阶段的流场特性与各卡瓣、弹体气动系数随时间的变化曲线,揭示了弹托分离过程中,卡瓣与弹体之间的激波与气流在不同分离阶段的相互作用过程。耦合6DOF方程计算了各卡瓣的运动轨迹与相应的气动参数,计算结果与文献[15]实验结果相符,表明数值模拟空气动力学与飞行力学相互耦合的控制方程是一种研究尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的新方法。(本文来源于《兵工学报》期刊2014年01期）
闫季华[9]（2009）在《尼龙弹托结构尾翼稳定脱壳穿甲弹》一文中研究指出本文主要研究线膛炮使用的30毫米尾翼稳定脱壳穿甲弹尼龙材料弹托的结构,包括间隙啮合技术在尼龙材料弹托上的应用,尼龙材料注塑加工的工艺保证等。论文采取了ANSYS瞬态动力学分析和射击试验的综合方法,对采用上述材料、结构、工艺的弹丸在膛内外的情况进行探索,寻求尼龙弹托材料进入工程化研制的可行途径。研究发现,应用了啮合间距技术的尼龙材料弹托,大大减小了它的危险的齿根面所承受到的等效应力值,平均了其它各齿的齿根面所受到的应力,从而充分发挥了材料的强度等力学特性。不过要注意的是间距不能无限度地增大,因为间距增大到一定程度,其所受到的最大应力的地方会出现变动,同时所受到的应力值也会增大；同样,注塑工艺参数的设定同样对尼龙材料弹托的强度有着较大影响。试验证明,尼龙材料弹托通过结构设计,注塑工艺改进,经射击试验验证,着靶姿态正确,满足发射强度要求。因尼龙材料的应用,减少了弹丸消极质量后,炮口初速可提升至1350m／s以上。(本文来源于《南京理工大学》期刊2009-12-01）
赵金库[10]（2009）在《小口径尾翼稳定脱壳穿甲弹技术研究》一文中研究指出本文通过尾翼稳定杆式脱壳穿甲弹在满足发射强度和炮口动能要求的前题下,针对消极质量、炮口能量利用率、飞行稳定性以及极限穿透速度等条件,给出了弹丸次口径比、长径比和弹体质量的优化选择,对弹丸的发射强度、模态、气动力和飞行稳定性进行了数值模拟研究。对“飞鱼”导弹进行了目标易损性分析,通过长杆弹对已建立的等效威力考核靶进行验证,同时根据“飞鱼”反舰导弹的结构外形,对不同的头部结构长杆弹以不同着角和攻角侵彻“飞鱼”反舰导弹进行了数值仿真研究。论述了在不同着角情况下,长杆弹对靶板和半球部壳体的侵彻结果,为尾翼弹的设计提供了一定的理论支撑。(本文来源于《南京理工大学》期刊2009-12-01）
尾翼稳定脱壳穿甲弹论文开题报告
（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：
本文重点针对尼龙导带影响其立靶密集度为切入点,通过设计外导带切预制断裂槽工艺,保证弹丸出炮口后脱壳一致性好,从而提高立靶密集度水平。
（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。
尾翼稳定脱壳穿甲弹论文参考文献
[1].杨厚广,毕叶,谢连双,李明杰,张磊.提高小口径尾翼稳定脱壳穿甲弹威力[C].OSEC首届兵器工程大会论文集.2017
[2].脱金奎,蒋洪章,金海龙,杨厚广,冯宏彬.一种提高尾翼稳定脱壳穿甲弹立靶密集度的方法[C].OSEC首届兵器工程大会论文集.2017
[3].张学伟,李强,高斌,李博,王磊.不同攻角对尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳过程影响分析[J].弹箭与制导学报.2016
[4].崔瀚,张程健,毕叶,李俊杰.提高尾翼稳定脱壳穿甲弹威力的技术研究[J].福建质量管理.2016
[5].黄振贵.尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学研究[D].南京理工大学.2015
[6].崔瀚,焦志刚.基于UG的尾翼稳定脱壳穿甲弹虚拟装配技术[J].兵工自动化.2014
[7].周强,李强,赵君官.尾翼稳定脱壳穿甲弹初始分离弹道仿真计算[J].弹箭与制导学报.2014
[8].黄振贵,陈志华,郭玉洁.尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的叁维数值模拟[J].兵工学报.2014
[9].闫季华.尼龙弹托结构尾翼稳定脱壳穿甲弹[D].南京理工大学.2009
[10].赵金库.小口径尾翼稳定脱壳穿甲弹技术研究[D].南京理工大学.2009
论文知识图
