鸭式制导炮弹气动外形优化设计方法研究

为了获得鸭式制导炮弹的最佳气动外形参数,建立了鸭式制导炮弹的气动外形参数优化数学模型,以气动性能参数要求为设计依据,提出一种鸭式制导炮弹气动外形参数的优化设计方法。对某鸭式制导炮弹算例的气动外形参数进行优化,结果表明:优化得到的气动外形参数能够保证该弹在飞行过程中稳定性适当,稳定性与操纵性匹配,舵偏角和平衡攻角匹配较好。该方法可作为此类弹箭气动外形设计的工具。     

基于一体化设计的气动外形参数对动态特性的影响

为了提高导弹气动外形方案设计效率和设计质量,基于一体化设计方法,将导弹气动外形设计与气动特性计算、弹道仿真和飞行过程的动态特性分析等工作结合起来,分析导弹外形参数、气动力系数、动力系数、飞行动态性能参数之间的相互关系,得出部分主要气动外形参数对飞行动态特性典型参数的影响规律.仿真与计算结果验证了通过改变气动外形参数来改变弹体动态特性参数的理论分析.     

民用飞机纵向气动参数辨识研究

飞机气动参数辨识是利用飞机在飞行试验过程中测得的状态响应数据对飞机的气动参数进行辨识的技术.设计了纵向气动参数辨识的激励信号,建立了非线性辨识模型.基于极大似然法对飞行试验数据进行辨识研究,得到纵向气动参数.对比飞行试验和辨识结果仿真的时间历程,表明辨识结果准确.     

一对鸭舵控制的炮弹角运动特性及其影响因素

为了给鸭式布局炮弹的气动外形及弹道参数设计提供依据,研究了该类炮弹在一对鸭舵控制下的角运动特性.建立了鸭舵控制弹道模型,对一般炮弹角运动方程给出了鸭舵瞬时作用下的特解.通过仿真计算,分析了舵面偏转瞬时的攻角过渡过程及其影响因素,研究了弹体转速等对攻角特性的影响.结果表明,不同鸭舵气动外形参数对应的攻角过渡过程差异较大;弹体转速及最大飞行斜距对炮弹飞行稳定性的影响较为显著;当弹丸速度很大时,质心控制方位对最大攻角幅值的影响较小.     

基于三维重建飞机气动特性的飞行包线

为了确定未知飞机的飞行边界,提出了一种通过逆向三维建模进行气动特性分析后建立基本飞行包线的方法,对气动参数未知飞机的飞行安全和空战仿真问题提供了技术支撑.首先,综合运用明暗恢复图像和工程图重建法对飞机的几何外形进行了三维重建;然后通过数值模拟计算的方法计算并分析了其纵向气动特性;最后,计算了飞机的基本飞行包线并进行了对比验证.研究结果表明,所做工作探索出了一条研究外军缺乏气动参数飞机飞行性能的完整技术途径,所计算的飞行包线具有较高的可靠性,能够体现飞机的飞行性能.     

鸭舵控制低旋尾翼弹有控弹道参数设计方法

为了提高鸭式布局制导炮弹的弹道控制性能,该文研究了一种通过匹配弹体稳态转速和攻角摆动频率以形成较大有效升力的有控弹道参数设计方法.给出了稳态转速的近似设计公式,提出一种精度较高的弹道法向诱导速度估算公式,并分析了其主要影响因素.仿真结果表明,采用该方法设计稳态转速与法向诱导速度,可在保持稳定飞行的前提下,有效提高制导炮弹的弹道控制能力,不同气动外形参数方案对应的诱导速度值相差可达25%.研究结果可为该类有控弹箭的弹道参数设计提供参考.     

基于大气预估的RLV再入预测制导研究

针对可重复使用飞行器(RLV)多约束再入制导特点,提出一种新的基于大气预估的再入制导方法. 针对大气模型的不确定性,通过参数辨识技术确定当前大气参数. 在此基础上,考虑可重复使用飞行器过载、动压和驻点热流等过程约束对倾侧角的限制,利用数值预测的方法实时预测RLV的落点确定制导偏差,形成倾侧角控制指令,完成再入轨道的在线设计. 仿真结果表明,该方法能够适应多种再入条件,有效减小各种不确定因素的影响,保证再入终端落点的精度要求.      

文章编号：调整试飞阶段的某型飞机气动参数辨识实现方法

针对飞机调整试飞阶段质量特性数据变化较大的特点,以及飞行测试的限制,提出了一种气动参数辨识实现方法,该方法包括飞机质量特性数据的获得、飞行测量数据的重建等辨识数据的完善和成熟的辨识算法.并以某型飞机为例进行了纵向气动参数辨识,计算结果合理,表明该方法有效,具有很好的工程应用价值.     

激光半主动末制导炮弹捕获概率研究

为了分析激光半主动末制导炮弹的捕获概率,建立了含有简易惯性制导段的末制导炮弹飞行仿真模型以及判断末制导炮弹捕获目标的标准.研究了末制导炮弹全弹道的干扰因素及其对末制导炮弹纵向和横向散布的影响.利用蒙特卡洛法计算出激光半主动末制导炮弹捕获目标的概率.提出了提高捕获概率的改进策略,并通过仿真得到验证.结果表明,这种改进策略提高了末制导炮弹的捕获概率.     

调整试飞阶段的某型飞机气动参数辨识实现方法

针对飞机调整试飞阶段质量特性数据变化较大的特点,以及飞行测试的限制,提出了一种气动参数辨识实现方法,该方法包括飞机质量特性数据的获得、飞行测量数据的重建等辨识数据的完善和成熟的辨识算法。并以某型飞机为例进行了纵向气动参数辨识,计算结果合理,表明该方法有效,具有很好的工程应用价值。     

从弹丸自由飞行数据换算气动力系数的优化计算方法

本文采用线性气动力模型,根据弹丸的运动规律,按我国外弹道体系,对弹丸自由飞行数据的拟合方法进行了详细的讨论,并提出尾翼弹、旋转弹纸靶测试数据的优化处理方法。经用FORTRAN77语言设计计算机程序并经模拟计算和实例计算验证,效果良好,具有实用性。     

一种基于过程噪声控制的弹道滤波方案

弹道滤波是精确获取弹箭飞行弹道参数的关键技术之一.当采用卡尔曼滤波进行弹道滤波时,系统模型偏差可能导致滤波精度的降低.以某低旋尾翼弹为对象,对此问题进行了研究.提出一个较精确且便于工程应用的扩展质点弹道模型,由此建立了弹箭飞行状态方程;在坐标雷达体制下建立了量测方程;仿真分析了系统模型偏差对弹道滤波性能的影响,并提出一个基于过程噪声控制的弹道滤波方案.仿真结果表明:该方案可有效克服模型偏差的不利影响,弹箭侧偏的估计误差可减小50%以上,且系统计算量增加较少.研究结果可为弹道滤波的工程应用提供一定的参考.     

制导兵器气动布局发展趋势及有关气动力技术

论述了反坦克导弹、制导航弹、末制导炮弹、制导火箭等制导兵器常用的气动布局和特点；分析了制导兵器的新型气动布局及特点；论述了制导兵器的发展趋势是远射程、高机动、高精度、大威力和高隐身；指出了制导兵器发展中必须研究解决的关键气动力技术问题。     

超音速下压力分布测量飞行试验研究

本文主要对超音速下的压力分布测量飞行试验技术进行了研究。文中首先对压力分布测量的试验方法、测试原理、试验飞机、测试设备等进行了简要介绍。然后重点研究了飞行试验数据处理方法,得出了超音速飞行试验中压力系数的计算公式。最后给出了飞行试验结果误差分析,并得出了测量结果不确定度的计算方法。国内在超音速气动力飞行试验领域内的研究还非常少,本文中所给出的计算方法可为今后的飞行试验提供参考。     

大展弦比飞翼刚柔强耦合飞行动力学与控制

针对大展弦比飞翼布局柔性飞行器在刚体和弹性自由度动力学强耦合情况下的控制问题,对相应的强耦合动力学特性与相应的控制方法展开研究.采用自由-自由模态法表征飞翼刚柔运动之间的惯性耦合;采用偶极子网格法和有理函数近似法完成广义非定常气动力计算;应用线性二次型最优控制方法进行飞行机动与弹性变形的联合控制律设计.与无控情况相比,闭环控制可有效减缓飞行器俯仰方向的阵风扰动至原来的40%.研究结果表明,飞行器一阶弯曲模态短周期之间存在明显动力学耦合.设计的闭环控制律可使动态弹性变形量始终向有助于减缓扰动方向变化.      

一种基于CFD的飞行模拟方法

分析了飞行力学模拟与CFD模拟之间的影响关系。详细考虑了机动飞行过程中飞行参数变化与气动力变化之间的相互影响,开发出基于高精度CFD计算的飞行力学模拟方法。改进了传统飞行力学计算方法,保证了气动数据和飞行数据的计算精度。采用此方法,通过一次数值模拟即可得到飞行过程中气动力及飞行轨迹、飞行速度等的变化过程,可用于对飞行器设计方案进行精细模拟。     

高超声速弹箭烧蚀对外弹道特性的影响

该文根据烧蚀模型计算出弹丸在某一时刻的烧蚀外形及其对应的气动系数 ,利用外弹道模型仿真高超声速弹丸烧蚀后对其外弹道特性的影响。文中所采用的理论、方法及计算结果对以后进行高超声速弹箭的研究有参考价值     

滑翔增程制导航弹气动外形设计

为了提高制导航弹的射程,在滑翔增程技术研究基础上提出了远程卫星制导炸弹的气动布局方案,即采取大展弦比上弹翼、“×”形全动尾舵的正常式气动布局,通过计算选择了外形参数.对所提出的外形方案进行了风洞测力实验.实验条件为:滚转角(φ)=0(弹翼水平,尾翼呈“×”形),22.5°,45.0°;马赫数Ma=0.6,0.8,1.0;攻角α=0～12°;舵偏角δ=0,δz=-5°,-10°(俯仰控制),δy=-5°,-10°(偏航控制),δr=-5°,-10°(滚转控制).模型有弹翼张开与折叠两种状态.实验结果表明,所设计的卫星制导炸弹的纵向稳定性与操纵性协调匹配,全动尾舵的控制效率很高,最有利于滑翔飞行的攻角为αopt=4°～6°,最大升阻比Kmax＞10,在12 km高度投弹,射程可达到120 km以上.     

新型钻地武器毁伤与防护计算原理

目前新型钻地武器对地打击速度普遍在1 500 m/s 以上, 既有地下防护工程设计计算方法无法涵盖上述速度范围。 针对当今大口径制导钻地炸弹、 高超声速钻地弹、 小型钻地核弹毁伤效应与防护工程计算理论存在的难题, 简要介绍了作者及团队近些年在该方面的主要理论研究成果。 包括: (1) 大口径钻地弹弹靶作用弹径效应; (2) 钻地爆炸耦合效应; (3) 高超声速弹靶作用近区介质流固耦合状态; (4) 高超声速撞击成坑耦合地冲击效应; (5) 抗钻地核弹防护工程高地应力动静耦合效应; (6) 钻地核爆远区深埋防护工程围岩长期稳定性。