火箭增程乘波外形导弹弹道特性研究

基于椭圆锥相交流场,采用非轴对称设计方法生成了一种带火箭增程的乘波外形高超声速导弹,并在给定攻角条件下对乘波外形导弹的弹道进行了仿真.仿真结果表明:导弹的飞行轨迹为波浪形;在满足热防护的条件下,给定乘波外形和初始滑翔速度的导弹存在一个较优的初始滑翔高度;导弹自带增程火箭的点火时间越早,其飞行距离越远.     

地基运载火箭交会空间目标弹道快速优化设计

针对地基拦截器与空间目标交会这一复杂非线性优化问题,研究了基于改进粒子群算法的弹道快速优化设计方法.根据拦截交会弹道特点,设计了飞行程序优化模型,融合粒子群搜索的随机性和递进搜索的高效性,构建了适用于拦截交会弹道设计这类复杂非线性优化问题的改进粒子群算法.采用该改进粒子群算法进行拦截交会弹道仿真,结果表明,该改进粒子群算法计算精度较高,优化耗时较少,能够实现拦截交会弹道的快速优化设计.     

基于梯度粒子群算法的纵横向机动跳跃弹道设计及优化

为了增强导弹弹道的机动性能和突防效果,采用2级发动机多次点火及横向机动技术,建立了纵横向机动跳跃弹道模型。针对模型中弹道计算时间长、优化参数多的问题,提出并设计了梯度粒子群算法,将梯度搜索的思想融入到粒子群算法中搜索全局最优解,相应改变微粒速度位置向量的更新方式。仿真结果表明,该算法能够有效地解决纵横向机动跳跃弹道模型的优化问题并具有快速收敛性。     

弹道导弹助推段突防多目标优化设计方法

为提高弹道导弹突防能力,以导弹助推段飞行弹道和发动机为优化对象,在导弹助推段运动模型、弹道设计模型、发动机推力模型和红外辐射特性模型的基础上,提出了基于混合遗传算法的导弹助推段突防多目标优化设计方法.给出某弹道导弹助推段突防优化设计实例,优化后导弹助推段飞行时间比初始值缩短了20.4%,红外辐射强度降低了22.3%.该优化方法可有效解决导弹助推段突防方案的优化设计问题.     

固冲发动机导弹方案弹道设计与优化

文中针对以固冲发动机为动力装置的导弹弹道特性与推力特性高度耦合的特点,建立了相应的方案弹道优化模型,并采用基于遗传算法与序列二次规划算法的组合优化方法,以最大射程为目标进行内外弹道一体化优化设计.弹道仿真结果表明:所得到的优化后的飞行弹道方案,在满足飞行条件约束和发动机设计约束的情况下,射程提高了约21.7％.从而验证了所用优化方法的有效性以及一体化优化设计的必要性.     

交叉粒子群算法在空间飞行目标定位中的应用

针对现有目标定位求解算法推导复杂、工程实现困难的缺点,提出了一种基于交叉粒子群算法的空间飞行目标定位方法。通过建立飞行目标定位模型,引入遗传算法中的交叉因子改进标准粒子群算法,实现了空间连续飞行目标的定位。仿真结果表明利用交叉粒子群算法能有效地对空间飞行目标进行定位,定位精度达到0.5%。该方法可广泛应用于导弹、飞机等飞行目标定位领域。     

鸭式防空修正弹气动外形-修正弹道优化设计

为使鸭式布局防空炮弹在较短飞行时间内获得较大的弹道修正量并保持飞行稳定,分析了炮弹气动外形参数在飞行弹道上对气动特性及有控弹道特性的影响.以某鸭式布局防空修正弹为例,依据炮弹飞行阻力小、弹道修正能力强以及飞行稳定性良好的设计要求.建立了该类炮弹的气动外形一修正弹道综合优化设计模型,通过气动力工程计算、有控弹道数值计算和复合形寻优,对优化数学模型进行了求解,算例结果表明,该优化设计模型所用机时较短,优化结果能够满足预定的目标要求.     

导弹数据库搜索策略研究与应用

通过建立导弹气动数据库,改进检索策略,利用插值算法和模糊查询的方法,对导弹气动特性数据库进行检索,并将检索结果应用于某再入弹头气动力、热、烧蚀及弹道实时耦合仿真过程的可视化,实现了快速、准确的查询目标,解决了长期以来气动力数据,弹道表面热环境数据,烧蚀外形数据的零散、管理困难、使用不便等问题,为导弹设计、模拟飞行提供更快捷,方便的气动资料。     

吸气式飞行器爬升段轨迹与速度在线规划及制导律设计

由于吸气式飞行器全程在大气层内飞行,飞行弹道极易受到发动机性能偏差、气动偏差和风干扰等影响,导致爬升段初始条件具有较大的不确定性。针对该问题,将轨迹控制回路与速度控制回路作为2个相互独立的回路进行设计,建立了在线轨迹规划与速度规划和导引模型,并以射程最大化为目标,采用拟牛顿法进行多变量寻优,得到需用最优爬升时间和加速时间。最后以典型工况为例进行数学仿真,验证了该方法的合理性与有效性。     

激光干扰红外成像制导导弹的仿真系统

为解决激光对红外成像制导导弹干扰特性的问题,对其制导导弹的仿真系统进行分析。根据目标在红外 探测器上成像的原理,采用形心跟踪法对目标进行信息提取与跟踪,应用 Simulink 分别构建目标成像模型、制导信 息提取模型、导弹飞行模型和激光干扰模型,通过建立导弹正常飞行弹道和在激光干扰后的干扰弹道,对影响激光 器的干扰因素进行仿真分析。仿真结果表明,该分析可对重要目标的防护工程提供参考。     

稀薄气体效应对常规布局导弹气动特性的影响

导弹气动特性是准确预测弹道的前提条件,也是衡量导弹射程的重要依据。在稀薄大气飞行环境下,连续介质假设的前提条件已不再成立,其对应的计算方法无法获得准确的气动参数。通过对常规布局导弹进行建模,利用基于介观的格子Boltzmann方法计算导弹在稀薄大气条件下的气动参数,并与连续介质假设条件下获得的气动参数进行对比。通过计算导弹的高空弹道,发现稀薄气体效应虽在一定程度上改变了导弹气动特性,但对准确预测高空弹道的影响很小。     

基于气动耦合的导弹适配器初始分离弹道数值分析

为了准确预测与导弹分离后导弹适配器的初始分离弹道,使用基于局部重构方法的动网格技术,将适配器的运动与流场的变化耦合。通过CFD方法实时求解适配器飞行过程中的气动载荷,并对适配器的六自由度运动微分方程进行求解。使用基于尺寸函数的局部重构方法对适配器周围网格进行更新。通过数值计算得到了适配器在初始分离弹道阶段的气动载荷系数曲线,以及适配器的分离速度、角速度曲线和分离飞行轨迹,并与试验结果进行了对比,两者高度一致。结果表明,在分离初速的作用下,适配器与导弹的距离逐渐增大,在气动力作用下适配器发生偏转,直到初始分离弹道结束适配器未与导弹发生碰撞。     

巡飞弹燃油消耗质量的数学模型研究

巡飞弹常采用微型涡喷发动机，需完成长时问的巡逻飞行任务．为实现典型航迹飞行，全弹质量变化率将不断变化，文中分别建立了两种典型航迹下巡飞弹燃油消耗质量的数学模型，其中构造了代理模型来计算气动力参数和燃油耗油率（SFC）。经算例仿真计算，得到了典型航迹下巡飞弹质量消耗的变化规律．以及对应的推力控制律和需用攻角变化律，所建立的燃油质量消耗数学模型可用于巡飞弹总体设计之中。     

二维弹道修正弹修正机构气动特性研究

二维弹道修正弹气动力特性的研究是求解二维弹道修正弹弹道、分析二维弹道修正弹飞行稳定的基础,是实现精准控制、减小散布必要的理论支撑.该文对二维弹道修正弹的力学特性进行了分析,采用弹翼组合体气动特性工程计算方法,建立二维弹道修正弹气动计算模型,对二维弹道修正弹的升力和阻力进行计算.计算结果与CFD仿真结果对比,误差均小于1...     

二维修正弹修正组件反旋与不旋气动特性对比

为了研究修正组件反旋与不旋对弹箭气动特性的影响,在CFD软件中采用滑移网格方法对双旋二维弹道修正弹在不同攻角、马赫数下的气动特性进行了数值模拟,得到了气动特性变化规律,研究了鸭舵在不同滚转角下弹箭的修正能力,着重分析了修正组件反旋与不旋时该弹气动特性的差异。研究表明,修正组件反旋以后阻力系数与升力系数有所下降,非零攻角下该弹始终会有侧向力存在,通过控制同向舵的周向位置可以对射程和飞行方向进行修正。     

靶弹动力学模型参数辨识与弹道仿真

建立靶弹典型动力学模型结构,靶弹六自由度动力学数学模型简化为纵向和侧向两个三自由度的动力学模型。选择了辨识输入数据,将传统的模型辨识方法与现代计算机技术相结合,对气动力辨识输入参数进行了分析,采用迭代算法得出辨识参数,并对辨识精度进行了分析,认为观测量测量误差、物理几何参数误差影响辨识精度,选用靶弹现有试验测量数据作为输入量,进行气动参数辨识,得出辨识结果,将辨识得到的气动参数带入弹道仿真程序进行了仿真,验证了辨识结果满足设计要求。     

一种异形卷弧翼弹气动特性的数值模拟

采用CFD方法计算了一种异形卷弧翼弹的气动特性，得出了轴向力系数、法向力系数、横向力系数、滚动力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数曲线，所计算的系数可以用于弹的外形结构设计和弹道仿真。     

导弹热发射方式增推效能研究

为研究导弹热发射增推效能,设计了3种不同方式的排导空间。建立导弹热发射过程的控制方程和导弹全区域结构化网格模型,使用计算流体力学方法进行仿真,分别采用2阶迎风格式和全隐式方法进行空间离散和时间离散;计算了3种不同排导空间条件下导弹的出筒过程、出筒速度,分析导弹发射时筒内气动特征和导弹在发射筒内运动时增推力随导弹位移的变化过程。数值计算结果与原理验证试验结果符合较好。对不同条件下导弹出筒速度的仿真计算结果表明,采用筒式热发射,可以通过改变排导空间的方法实现燃气能量的再利用,将筒内燃气的气动力转换为推动导弹运动的推力,形成额外的增推力,提升导弹筒内运动速度,降低导弹出筒消耗的能量。     

旋转体制下鸭式布局弹箭正弦打舵气动特性分析

为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律; 采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论:鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。