基于变量化设计技术的整体式固冲发动机一体化设计系统

将变量化设计技术应用到整体式固体火箭冲压发动机一体化方案设计中。利用变量化约束将设计过程与几何造型过程进行有机结合,在VC.NET 2003平台下自主研发了一套固体火箭冲压发动机一体化设计系统。该软件包括进气道设计、燃气发生器设计、助推补燃室设计、发动机性能计算和飞行弹道计算,为整体式固体火箭冲压发动机方案设计提供一套方便快捷的工具。     

导弹俯冲段弹道分析与最优设计

分析了导弹俯冲段的飞行任务,并建立了相应的弹道优化设计数学模型.该模型要求俯冲段末的实际飞行参数与突防段的参数差距最小,同时满足过载与发动机性能约束.采用遗传算法进行弹道优化计算,同时为了简化遗传算法中的编码方法,提高编码效率,引入非均匀有理B样条(NURBS)曲线进行控制律的描述.优化后弹道使导弹以一种最优方式实现从中、高空的水平飞行状态转换到低空的突防飞行状态.利用该方法对某仿真算例进行了优化计算,并对计算结果进行了物理分析,表明了本方法的有效性.     

导弹静稳定度动态变化范围研究

研究飞行过程中导弹静稳定度的动态变化。方法利用气动工程计算与弹道一体化设计方法,在得出气动数据之后,计算导弹飞行弹道,并研究飞行过程中导弹静稳定度的动态变化,通过气动布局和几何参数的调整,再进行气动计算和弹道设计。     

超燃冲压发动机性能的准二维计算方法

为了能在双模态超燃冲压发动机流道方案初步论证中提供一种较快速的发动机性能计算方法,在二维N-S方程基础上,引入一维完全燃烧计算方法,提出了预估超燃冲压发动机性能的准二维计算方法。该方法能够计入激波、边界层分离等对发动机性能的影响,可在较短时间计算出整机推力、比冲性能和沿程热力学参数。通过对自由射流发动机计算,验证了此方法。并在此基础上,初步分析了燃料喷注位置和流道构型对发动机性能的影响。      

基于Pro／E软件进行固体火箭发动机内弹道计算的方法初探

固体火箭发动机内弹道计算给出的推力、质量流量随时间变化的曲线一直是导弹或卫星外弹道设计的计算依据。为适应需求,固体火箭发动机装药的几何形状需要反复调整,复杂的几何形状使内弹道计算成为一项繁琐的工作。本文利用Pro／E软件强大的三维建模能力,通过参数化设计模拟发动机燃烧的全过程,编制简单程序实现发动机零维内弹道计算,为繁琐的计算提供了一条便捷的途径。     

导弹模型的靶道试验技术研究

针对弹道靶道试验室的试验条件,研究了导弹模型进行靶道自由飞行试验的试验方法.研究了导弹模型与原导弹的外弹道飞行参数和飞行稳定性规律等方面的相似关系和相似条件,分析了采用导弹模型靶道试验分析导弹运动规律和气动特性的可行性.以某典型导弹为例,设计了靶道试验用的导弹模型,选择了合理的气动参数辨识算法,进行了多发导弹模型的靶道验证试验.试验结果表明,采用该文所述的试验技术在弹道靶道中进行导弹模型的自由飞行试验是可行的.     

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.     

单兵筒式武器浮动发动机系统内弹道过程数值仿真研究

为研究浮动发动机的内弹道问题,该文对其发射过程进行了建模及计算分析.首先探讨了浮动发射系统的结构设计与工作原理,运用经典内弹道理论建立了发射系统内弹道过程的数学模型,并运用龙格-库塔公式进行数值计算,最后给出某组数值仿真及地面试验的研究结果.试验验证了模型的合理性,为单兵筒式武器浮动发动机发射系统的设计提供了理论指导.     

弹道式导弹最大射程优化研究

射程是弹道式导弹的重要性能指标。在给定导弹总体参数的情况下,使其射程达到最大。针对弹道式导弹整个飞行弹道的多种约束要求,建立了弹道最大射程优化的数学模型,在MATLAB/SIMULINK环境中,建立相应的仿真模型。对某型二级弹道式导弹进行了最大射程弹道优化,并将得到的最大射程弹道与原弹道进行了比较分析。仿真结果表明,给出的方法是通用的、可行的。     

近程导弹全程姿态控制导引回路设计与仿真研究

利用全程姿态控制的方法对导弹实施控制,使导弹能够以直线弹道准确飞行.给出所需要的惯性器件、全程姿态控制飞行的原理及设计方法.并在一定的初始数据条件下,进行计算机仿真研究,验证了该设计方法的正确性和可行性.     

进气道与弹体内外流场一体化数值模拟方法研究

建立了进气道/导弹内外流场的CFD数值模型,并对某固冲导弹的纵向特性进行了实例计算分析。结果显示,数值计算不仅可以直接提取进气道的内流特性,而且可以直接提取进气道和导弹全弹的外流气动特性。对于评估进气道与导弹弹体相互之间的气动干扰特性,也能提供直接的数值依据。该方法简便易行,可望推广应用于固冲等吸气式导弹的总体方案设计中,具有明显的实用价值。     

无动力弹体的纵向弹道控制

建立无动力弹体的六自由度非线性数学模型，将飞行控制中经典的纵向轨迹控制策略与非线性优化控制技术有机地结合起来，分别设计了考虑和不考虑俯仰角反馈的不同控制方案，获得了2种较为实用有效的纵向轨迹控制结构。设计表明这种非线性优化设计具有较好的轨迹跟踪性能，对投放时机也具有较好的鲁棒性。     

新一代近距格斗空空导弹机动能力分析

格斗空空导弹的机动能力是全弹设计的核心,是总体设计时需解决的关键问题.首先建立了导弹的动力学模型、运动学模型、推力矢量模型、目标运动模型,通过典型弹道的仿真,确定了导弹的机动能力,即导弹的最大转弯角速率和最大过载值,为导弹总体设计提供依据.     

一种针对采用冲压发动机的远程空空导弹末段制导算法研究

本文针对采用冲压发动机的远程BTT空空导弹末段制导算法进行研究,在导弹非线性俯仰-偏航-滚转三通道模型基础上,通过数值解算两点边界值方法研究非线性模型的弹体加速度控制指令和滚转角速率控制指令的最优算法。本文采用多时间尺度技术解决了BTT导弹弹体在滚转变化过快时的近优控制指令。系统仿真结果表明在小噪声干扰情况下,导弹可直接命中目标,制导算法具有一定的应用价值。     

基于Vega的导弹制导视景仿真系统

导弹可视化仿真是将导弹弹道仿真节点计算出来的弹道数据以三维可视化技术展示出来的一种仿真技术,它以直观的方式验证其制导方法的准确性.在此利用Creator软件建立物体三维模型,用Vega API驱动模型,给出了导弹制导仿真系统的设计方法.利用此系统成功地完成了导弹弹道的仿真,达到了预期的效果.     

跨介质弹体出水稳定性

研究弹头构型、发射角及弹射速度对弹体跨介质稳定性的影响机制,为多样化弹道跨介质兵器/飞行器的设计提供试验及理论支持.开展弹体跨介质出水试验及数值仿真,经瞬时图像集解析获取弹体跨介质偏转角变化量及运动轨迹,构建高精度气/水跨介质数值模型,揭示弹体穿越气/水界面过程中弹头构型、发射速度、发射角对弹体承载分布及跨介质稳定性的作用机制.研究结果表明,弹体气/水跨介质数值模型计算误差<5%;同一弹体跨介质出水稳定性随发射速度、发射角增大而提高;相同发射工况时,各弹头构型跨介质出水稳定性：圆弹头>90°锥形头>120°锥形头>平弹头;跨介质弹体表面液膜形态对称性越好、液膜面积变化量越小则有利于减少弹体跨介质径向载荷振幅,提升跨介质稳定性.     

一种轻量级通用空空导弹仿真模型设计

针对空战对抗训练中空空导弹杀伤效果的评估需求,提出了一种通用的导弹飞行仿真模型,该模型根据导弹物理特性、动力和运动学特性、制导方式、目标的机动等因素计算导弹运动轨迹,并基于导弹脱靶量、预计接近时间计算导弹杀伤结果。仿真结果表明,该模型计算简易,便于在嵌入式系统中实现,且导弹攻击过程和范围与实际导弹基本相同,可用于对空空导弹攻击效果的实时评估。