某导弹折叠弹翼展开过程的仿真分析

折叠弹翼的展开性能关系着导弹发射后能否正常飞行。以某导弹的折叠弹翼为研究对象,对其展开过程进行仿真分析。根据其结构和工作原理,在Adams多体动力学软件中建立仿真模型,仿真其在不同作动力曲线下的展开过程,得到弹翼展开角度、角速度、动能曲线和弹翼与锁定销之间的碰撞力曲线,并对弹翼展开过程中的性能进行检验。仿真结果表明：弹翼能迅速展开到位,并能准确定位、可靠锁定,展开过程中各部件之间不会相互干涉。     

弹翼展开装置研究

介绍了弹翼展开装置的计算模型、载荷条件、研制方案、测试电路、试验结果等,在地面模拟确定弹翼展开过程中所需的气动力参数,从而优化了作动筒参数,保证了弹翼的顺利展开.     

形状记忆合金驱动的折叠弹翼的结构设计

对于机载制导武器,翼面相对于导弹直径,在横向尺寸中占有很大的比例,因此采用翼面折叠的方式可以大大减小导弹横向尺寸。在弹翼展开机构中,展开驱动方式设计至关重要,本文提出了一种基于形状记忆合金的折叠弹翼展开机构的驱动方式。     

折叠弹翼展开的刚柔耦合动力学分析

为了更精确的计算折叠弹翼展开的动力学响应,基于柔性多体系统动力学建模方法建立了弹翼展开的刚柔耦合动力学模型。引入固定界面子结构法并作适当修正来描述弹翼,有效考虑了边界处的效应,提高了计算的精度,并可使用模态应力恢复的方法得到弹翼的动应力。以某导弹折叠翼为例进行展开动力学分析,结果表明了该建模方法的有效性。     

燃气活塞式弹翼展开动力系统内弹道性能分析

为了给某型燃气活塞式弹翼展开动力系统的研制和改进提供理论依据,根据弹翼展开机构的具体结构,考虑展开动力系统与展开执行机构之间的耦合联动关系及弹翼展开过程中的气动负载等,建立了该动力系统的内弹道性能分析模型并完成了性能计算,将计算结果与试验数据进行了对比分析,两者基本吻合.研究结果表明,该模型可为工程实践提供理论支持.     

导弹弹翼展开机构运动精度可靠性

通过分析导弹折叠弹翼展开机构 ,建立了精度分析模型 .对弹翼展开机构的运动精度可靠性进行了全面的探讨 ,得出了结论 ,对飞行器机构的精度可靠性分析具有一定的参考价值     

非对称变弹翼高速导弹气动特性计算与分析

通过不对称旋转左右弹翼的后掠角实现弹翼的不对称变化,利用飞行器快速计算软件Missile Datcom计算不同条件下导弹的气动参数.基于气动数据分析了后掠角非对称变化对升力、阻力、俯仰力矩及滚转力矩等气动特性的影响.通过分析可知,弹翼的不对称变形可显著的改变滚转力矩系数,将不对称变形的弹翼作为辅助控制机构,控制导弹的滚转运动,提高滚转运动的准确性和快速性.     

弹翼表面气动加热和烧蚀现象的研究

为高超音速飞行的弹翼建立了气动加热及烧蚀的数学模型，并编制了计算软件，用于模拟高超音速穿甲弹弹翼前缘的瞬时热效应．所采用的理论、方法及计算结果对以后进行高超音速弹箭的研究有一定的参考价值。     

弹翼结构优化设计研究

介绍了弹翼结构优化设计中的一些重要技术问题:利用设计变量链化减少设计变量数目;采用区域化方法和抛弃法删除约束;利用函数的二价台劳展开构成高质量的显函数,以减少分析次数,利用满应力概念形成动态几何下限,依据圣维南原理,将约束Hessian矩阵简化成对角阵;灵敏度分析采用虚载荷法和状态空间法两种方法。基于上述原理和技术措施,编制了优化设计软件包,经典型算例和某型导弹弹翼优化设计应用表明,本文提出的优化算法是有效的,软件短小精练、使用灵活简便。     

某型弹翼展开机构到位冲击优化研究

针对某型弹翼展开机构工作时间较短、展开速度过高,导致弹翼展开到位时对弹翼展开机构冲击较大的问题,以内弹道理论为基础,根据与模拟弹翼联合的试验结果,分析了影响工作时间、展开速度的主要因素,提出了延长工作时间、降低展开速度的3个主要方法:改变点火药燃烧形式、减小点火药药量和减小主装药燃速及初始燃面。通过该方法,工作时间从最初的208ms延长到237.2ms,展开平均速度由0.43m/s降低到0.23m/s,最终达到了降低弹翼展开机构到位冲击的目的。     

燃气作动筒驱动弹翼展开实验与仿真

针对目前关于燃气作动筒式折叠翼技术大多数采用的是动力学性能仿真、机构的原理分析等现象,通过 地面试验与ADAMS 动力学仿真计算分别对某燃气作动筒驱动折叠翼的展开过程进行分析,并将地面试验数据与仿 真计算结果进行比较和分析。结果表明：燃气作动筒装药结构形式、燃速控制合理,折叠翼机构满足使用要求。     

变体飞行器的气动结构对控制系统的影响

为了研究变体飞行过程中不同的气动结构对控制系统产生的影响,利用多刚体动力学对飞行器各个通道进行建模,通过对变体过程气动参数的研究,探寻变体飞行器不同变形状态的升阻比变化规律,推导了飞行器实现最佳控制品质的控制律。设计了线性二次型控制器,并通过Simulink进行仿真验证,结果表明:计算条件下变体飞行器的最佳升阻比可以改变36%,收敛快速性可以提高128.61%; 通过变体,飞行器可以大幅度改变升阻特性,系统稳定性和收敛快速性都得到了很大提高。     

可主动变形的波纹式蒙皮基体制备及驱动特性

论述一种适用于变体机翼的具有主动变形能力的波纹式柔性蒙皮基体制备方法,并制作了拉伸测试件,进行拉伸实验。实验结果显示,当伸长量小于4%时,蒙皮基体线性伸长,在此范围内,可利用蒙皮自身的弹性使其恢复到原始形状。测试基于形状记忆合金(SMA)驱动器的波纹式蒙皮的主动变形效果,给SMA驱动器通以电流,利用SMA的形状记忆效应驱动蒙皮基体变形,试验测试不同电流下基体伸长2%所需的时间,及利用自身弹力回复时的残余变形量,蒙皮基体自身产生的变形将大大降低变体机翼蒙皮变形时对驱动力的要求。     

一种变后掠翼导弹弹道快速优化方法

变后掠翼导弹弹道优化问题是一个复杂的多变量优化问题;为了获得变后掠翼导弹飞行弹道,利用Radau伪谱法求解了同时满足路径约束和终端约束条件下的射程最远弹道轨迹;选取后掠角和攻角作为优化控制变量,并通过采取一系列实时性保证策略提高算法的计算效率;仿真结果表明:该方法能够快速优化出满足性能指标和约束条件的弹道轨迹;研究结果可为变后掠翼导弹在线重构的实现提供有益参考。     

基于碳纤维增强复合材料的柔性蒙皮性能研究

探索波纹式碳纤维增强复合材料作为变体机翼蒙皮的可行性,推导复合材料的密度、各相所占的分数、复合材料中的孔隙含量以及材料拉伸弹性模量的计算公式,研究结构纵向变形能力和横向承载能力。分析实验数据,并根据复合材料理论分析模型,得出试件理论拉伸曲线和三点弯曲载荷下的理论挠曲线,分别与实验数据进行比较。结果表明:复合材料中的孔隙含量小于1%,证明试件的有效性;弹性模量实验值与理论值误差约为5%;该结构有较好的纵向变形能力和横向承载能力,在弹性变形段内,理论曲线与测试曲线基本吻合,误差小于10%,证明波纹式碳纤维增强复合材料作为变体机翼蒙皮可行。     

3 种翼型火箭弹气动特性数值研究

针对尾翼结构对大长径比火箭弹外流场的影响,建立3 种翼型火箭弹的3 维简化模型。在保证3 种尾翼 都能折叠到弹径尺寸的前提下,对3 种翼型火箭弹进行数值模拟,分析对比不同尾翼结构尾翼火箭弹的气动特性差 异,并验证了文中所采用数值计算方法的可行性。结果表明：增加卷弧翼数量会使弹箭的阻力系数增加,并使俯仰 力矩系数增大,弹箭的稳定性提高;相同尾翼数量的卷弧翼比平板尾翼的升力系数高,飞行过程中卷弧翼能产生更 大的升力;平板尾翼的侧向力矩系数绝对值比卷弧翼低。     

基于智能夹层的复合材料柔性蒙皮变形测量研究

探索变体机翼蒙皮拉伸变形测量的可行性,对波纹式复合材料蒙皮的变形测量方法进行研究。通过新配方制作了波纹式蒙皮试件,对其进行力学拉伸试验,分析蒙皮的力学性能。制作模块化的智能夹层,对安装在蒙皮上的智能夹层输出特性进行测试,并与直接粘贴在蒙皮表面的应变片输出特性进行对比分析。结果表明:通过新配方制作的柔性蒙皮线弹性范围达到0~7%;在蒙皮线弹性范围内智能夹层能有效测得应变数据,其应变灵敏系数相对于应变片由2.08降至1.84;由应变反推的蒙皮伸长量与实际伸长量较吻合。     

四氧化三钴@碳化蝶翅的制备及催化高氯酸铵分解的性能

采用水热法制备了四氧化三钴@碳化蝶翅(Co_3O_4@CW)纳米复合材料。利用X射线衍射仪(XRD)、场发射扫描电子显微镜(FESEM)、透射电子显微镜(TEM)、比表面及孔径分析仪表征了其结构和成分。采用同步热分析仪(DSC-TG)研究了该复合材料对高氯酸铵(AP)热分解的催化性能。结果表明,Co_3O_4@CW具有微孔-介孔-大孔的多级孔结构,Co_3O_4纳米粒子均匀紧密地负载于碳化蝶翅的骨架上,其中Co_3O_4的负载量约为72.0%。Co_3O_4@CW可显著降低AP的高温分解峰温度,当Co_3O_4@CW的添加量为3%时,AP的高温分解峰提前147℃,AP的热分解放热量从173.4 k J·mol~(-1)增加到369.3 k J·mol~(-1),表现出了良好的催化性能。     

装配过盈量对某枪弹底火感度的影响

研究了某枪弹底火以不同过盈量压入药筒后的撞击感度变化情况，基本明确了装配过盈量对底火感度的影响趋势。