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.     

相近弹形气动参数的确定方法

提出由已知一种制导炮弹(Ⅰ型)气动特性(利用气动仿真对比计算与飞行对比试验方法)确定另一种气动外形相近的制导炮弹(Ⅱ型)的气动特性的方法.利用Jameson有限体积法求解空间流场的欧拉方程,采用笛卡尔网格技术分别对2种气动外形进行了气动力对比仿真计算.根据对比飞行试验数据对2种弹落点参数、雷达径向速度进行气动参数辨识.结果表明,仿真计算结果与根据落点参数及雷达径向速度辨识结果基本一致.该方法为根据已知气动外形准确确定另一种相近气动外形气动参数提供了一种途径.     

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.     

制导炮弹滑翔弹道优化设计方法研究

为了获得滑翔增程制导炮弹的最优滑翔方案弹道,利用庞特里亚金极小值原理建立了制导炮弹在纵向平面内的最优滑翔飞行运动方程。研究了最优滑翔弹道的解法,并对制导炮弹滑翔飞行的最优控制参数进行了设计。结果表明,优化得到的升力控制系数能够保证该弹的飞行水平距离最远,且最优升力控制系数在1附近变化,并最终趋近1。     

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.     

阻力伞-灵巧子弹系统气动及稳定性研究

为研究阻力伞-灵巧子弹系统空气动力学特性及气动特性对系统飞行动稳定性的影响,应用系统动力学和计算流体力学对非轴对称弹体外形进行了对比仿真,分析了子弹和阻力伞气动流场,与风洞试验进行了对比;为优化伞-弹系统气动特性,提高打击效率提供了数据支持,同时建立伞-弹弹道模型进行系统弹道仿真,归纳了气动数据、开伞时间对系统动稳定性影响规律.结果表明非对称外形对子弹气动特性影响不大,系统气动特性稳定,合适的开伞时间和气动参数对动稳定性有一定影响.      

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。     

烟火药电池实验研究

针对炮弹引信对弹载电源的需求,提出并研究实验了一种采用烟火药作为电极的新型电池.该电池采用内热式加热方式,激发后,电极中的一部分烟火材料燃烧放热将电极内部的电解质融化,其余部分烟火药发生电化学反应,对外放电.实验结果表明:该电池具有体积小、激活时间短、能量密度高等优点,适于作为制导炮弹、炮弹弹道修正系统的弹上电源.     

陀螺/GPS弹箭飞行姿态空中对准方法

为了研究制导炮弹陀螺姿态测量的空中初始对准问题,根据弹箭绕心运动特性分析,引入动力平衡角近似攻角,建立基于全球定位系统测量数据的陀螺姿态测量空中对准模型,利用解析求得弹箭滚俯仰角和偏航角初始值。基于某弹箭测量仿真数据进行初始姿态仿真计算,仿真结果表明,采用该方法得到的姿态状态与理论值基本吻合,满足制导炮弹俯仰角和偏航角陀螺空中对准要求。     

无动力飞行器控制系统模型的计算机仿真研究

本文针对某无动力滑翔弹的气动特性和动力学模型,结合飞行器飞行运动特点,基于制导与控制技术的基本原理,在理想情况下,建立了该飞行器姿态控制和制导律的简化数学模型,并在一定的初始投放条件下对飞行器的飞行参数进行了大量的计算和仿真,提出了无动力飞行器的控制方法和计算机软件实现仿真的技术途径。仿真结果表明控制系统具有一定的稳定性和精度。     

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.     

一种水上电动飞机支撑结构分级优化方法

针对某水上电动飞机浮筒支撑杆稳定性和装备预留空间的问题,分别从拓扑,尺寸,形状3个方面进行分析,设计一种轻量化且有良好气动外形的支撑结构.首先在已有飞机载荷与设计区域大小的情况下,基于拓扑优化方法对支撑架的包络空间进行迭代计算,得到最优传力路径,获取合理的节点位置和杆件连接方式.其次在ANSYS和iSight中采用多岛遗传算法对杆件截面尺寸参数进行联合优化,得到各个截面的最优尺寸,最终获得的结构形式既满足强度要求,且与原结构重量相比减轻了13.6％;最后通过"翼型"整流罩结构的使用减小杆件的阻力值,降低桁架结构对飞机气动性能的影响.新方案旨在为水上飞机支撑架设计提供一种新思路,也为相似的类桁架结构优化提供理论依据和技术支持.     

空间结构的气动稳定性分析

空间网壳及索膜结构由于外观形状复杂，结构的振动也不是以单一振型为主，因此传统的节段模型气动稳定性判别式不再适用，根据大跨空间结构的特点，考虑弛振临界风速与相应来流攻角的关系，并同时考虑了侧向气动力以及侧向气动力与竖向气动力的相互作用，推导了采用体型系数而不是升力系数和阻力系数表示的临界风速判别式，通过算例结果分析表明，如果忽略来流攻角和侧向气动力，对大跨空间结构的驰振临界风速有较大的影响。     

大跨度自锚式悬索桥的颤振稳定性研究及风洞实验

研究大跨度自锚式悬索桥钢加劲梁的截面选形、结构动力特性分析、施工及运营状态的气动力性能等问题;以湘江三汊矶大桥为背景,基于多振型耦合颤振的气弹性理论,分析计算自锚式悬索桥的颤振临界风速;探讨截面形式、施工方法等对钢加劲梁的气动参数及颤振稳定性的影响;此外,与该桥的节段模型和全桥气弹性风洞实验的结果进行对比。研究结果表明:自锚式悬索桥的抗风稳定性主要与主梁的施工方法和架设过程有关;桥梁颤振临界风速随着结构体系的转换而变化,其抗风稳定性主要对结构频率比较敏感;该种桥式具有良好的抗风稳定性。     

炮射导弹气动特性数值计算

为解决炮射导弹静稳定度低的问题,提出了两种针对尾翼的优化方案.以三维N-S方程为出发方程,采用S-A湍流模型,对炮射导弹的绕流场进行了数值模拟研究,得到了炮射导弹外形优化前后的气动特性参数,气动特性结果与风洞实验结果基本吻合.研究结果表明,两种尾翼优化方法均可有效地提高炮射导弹的静稳定度,并增加升力.     

基于正交试验法的厢式货车气动减阻优化

为了优化某厢式货车的气动阻力系数,设计了驾驶室前部仿生减阻结构、顶部和侧部涡流发生器、底部涡流发生器等3种气动减阻装置。研究了3种单一气动减阻装置主要相关参数对气动阻力的影响,分别从货车外流场的速度轨迹、压力分布和湍动能分布等3方面详细分析了各单一气动减阻装置的减阻效果。在此基础上采用正交试验法对3种气动减阻装置的主要参数进行优化,获得最优减阻货车模型。研究表明:驾驶室前部突出部分的长度对货车整车气动阻力系数的影响比倾角更大;最优货车头部形状的倾角和长度分别为135°和300 mm,该模型的气动阻力系数为0.721 4,相对于货车原始模型的减阻率为8.93%;涡流发生器的高度和位置对货车的减阻效果均有较大的影响;涡流发生器可以增加货车尾部分离区流场的能量,使得尾涡区减小,气动压差阻力减小;3种气动减阻装置对货车气动阻力系数的影响大小依次为:底部涡流发生器、货车前部仿生减阻结构、顶部和侧部涡流发生器,其最优厢式货车模型的空气阻力系数为0.683 3,其复合减阻装置的最佳减阻率为13.8%。     

Z字形飞机建模与半实物仿真研究

为了提高无人机飞行品质,研究无人机控制的半实物仿真应用,形成一套通用的无人机飞行控制律设计与半实物仿真方法,针对气动特性较为复杂的Z字形飞机进行了研究。Z字形飞机机翼可向机身方向折叠,便于存放和运输。根据Z字形飞机外形参数,求得气动数据,并在此基础上利用小扰动线性化原理建立纵向线性模型,通过加入干扰脉冲方式研究模型纵向静稳定性,选取各环节传递函数,建立俯仰控制回路,调整PID参数,设计纵向控制律,分别使用Simulink和半实物仿真器进行仿真。仿真结果表明,无人机具有较好的静稳定性,PID控制参数选择合理,系统超调量较小,调节时间较短,可以提升无人机飞行品质,半实物仿真可以更真实、直观地反映无人机姿态,所用建模与仿真方法可应用到其他固定翼无人机,具有一定的通用性。     

汽车后视镜气动噪声的影响参数

选取普通后视镜外形作为基础模型,分别挑选可能影响后视镜气动噪声的3个形状参数和2个角度参数,使用大涡模拟和FW-H方程预测后视镜的气动噪声并分析其影响因素.整车风洞普通后视镜气动噪声试验结果与数值计算结果吻合,表明采用混合方法预测后视镜气动噪声的可行性.分析各种参数的后视镜气动噪声可以发现,声源强度在支撑面比后视镜表面大;它在普通后视镜支撑面的分布呈现梯形形状,且不随后视镜前后脸的变化而变化,但支架的存在却使之成为矩形形状.除旋转角度外,增加其他4种参数均有利于降低后视镜产生的气动噪声.     

基于CFD与最小二乘法的翼伞动力学建模

襟翼偏转气动计算是翼伞建模的关键问题,为提高翼伞动力学模型精度,本文引入襟翼偏转气动模型,提出CFD数值模拟与最小二乘辨识相结合的方法:数值模拟借助动网格动态捕捉翼伞外形与姿态变化,获取襟翼偏转气动数据;最小二乘法进行模型参数辨识,修正翼伞气动计算.研究表明襟翼偏转气动模型较好反映翼伞气动规律,对应动力学模型与空投试验数据接近,验证本文建模方法的有效性,为翼伞精确建模提供新思路.