弹丸在膛内运动的研究(一)

本文建立了具有一定几何形状和转动惯量的、在挠性线(滑)膛炮管内运动的六自由度的弹丸普遍动力学模型。模型包括:弹丸自转、质量偏心、动不平衡、弹膛界面摩擦、弹带的弹(塑)性变形、前定心部与弹壁的碰撞和摩擦、气体压力、身管的变形和振动。由此模型建立了弹丸运动微分方程.求得了弹丸在膛内运动的解析公式。由它对HP-23mm航炮系统进行了计算,得出了一些初步结论.它对弹丸起始扰动的分析计算,有一定的理论和实用价值。

小药量爆炸冲击波对飞机毁伤效应的研究

本文以小型导弹战斗部为例,就爆炸冲击波对飞机目标破坏作用和毁伤准则进行了试验研究,根据试验数据,用数理统计方法得出工程计算式,可用来计算冲击波对不同厚度铝板及飞机各舱段的毁伤效应.

火箭和弹丸线性动稳定条件通论

本文建立了火箭和弹丸的一般性扰动运动数学模型,导出了加速度很大的火箭主动段动稳定条件,它适用于任何对称发射体的自由运动,从而推广了Murphy,C.H.提出的动稳定条件.

连发武器立靶密集度分析

本文利用统计分析法与理论分析法,确定了影响连发武器立靶密集度的主要因素,提出了减小连发武器立靶密集度的几种办法.文中列举了实际数据及试验结果.

某尾翼式火箭弹的掉弹分析

某尾翼式火箭弹,在研制的初期,当尾翼斜置角为1°20′时,曾出现过掉弹现象;后来尾翼斜置角变小,弹在全弹道飞行正常,未出现异常现象.对于这样一个向题,本文通过分析该火箭弹的转速特性和飞行稳定性,提出了该火箭弹产生掉弹的一种看法,并对一般尾翼式火箭弹的转速设计提出了选取原则。

穿破甲终点弹道实验室测试系统

本文在对穿破甲终点弹道学研究所采用的弹丸、所对付的目标作了分析的基础上,归纳了穿破甲终点弹道学研究中应测量的参量。并针对这些参量,提出了穿破甲终点弹道实验室应具备的测试系统.

利用拉索陀螺实现战斗部抗旋的试验研究

为实现直射破顶甲,要求火箭在飞行过程中战斗部装药不旋转,以保持药型罩始终指向地面.当火箭弹飞越坦克上方时,由目标敏感装置起爆战斗部,击穿防护能力较薄弱的顶部装甲.为实现战斗部抗旋,利用单自由度陀螺原理设计出一种具有抗过载保护机构的抗旋装置.经初步试验表明,该方案原理可行,机构作用基本可靠.对有志于从事抗旋和低伸滑翔弹研究的同志可能有所裨益.

速度耦合与压力耦合的相互作用

在固体火箭发动机线性声振荡燃烧的研究中,通常假设速度耦合与压力耦合独立无关且作用结果可以线性相加.本文通过对同时存在速度耦合与压力耦合的T型发动机的实验研究和理论分析,证明这样的假设是有条件的.在较高的平均流速下,这样的假设是完全不合理的. 本文提出速度耦合的存在可以激发和维持着一个与原来的压力耦合之间大π/2小于π相位差的新的压力振荡.这个新的压力振荡的强度和频率取决于推进剂表面的平均流速度、推进剂的声侵蚀界限速度以及装药在燃烧室中所处的位置.这种情况下声能增长率的计算将是极为复杂的. 本文对这个新的压力振荡的产生过程及作用进行了分析,在实验上证明了它的存在.

双基火箭火药燃烧产物平衡成分的快速计算方法

求解双基火箭火药的燃烧产物成分,要解高阶联立方程,工程上一般用迭代法计算,但计算相当复杂.本文采用图解法得到的经验公式,比用最小二乘法简便;并用第一作者创造的经验公式计算火药特性系数,使本方法适用于所有的双基火箭火药.通过对中、美、苏、英、法,西德几十种火药配方的计算证明,本方法计算的结果准确度高,与准确值比较燃烧产物主要成分分压力的最大相对误差≤0.09%,用它计算燃烧产物的热力参数,最大相对误差≤0.19%,超过一般工程计算的精确度要求.因此,对双基火箭火药来说本方法完全可以代替迭代法.

弹带翻边问题对三七系列武备系统定型和装备部队带来的严重后果

<正> 前言一九八二年,为解决三七高炮曳光榴弹弹道一致性存在的严重问题,由本文作者和郭世萍、马殿荣、赵成吉、龙家权等五人组成了技术小组,经过了近三年的研究性试验、研究工作和工厂的复证性试验得出了结论,认为三七高炮榴弹弹带翻边问题是弹道一致性存在严

兵工学报弹箭分册一九八六年总目录