二维超声速进气道数值仿真研究

研究混压式超声速进气道改善阻力性能问题,改变进气道构型,针对Kantrowitz极限标准在进气道收缩比的设计上都过于保守;针对粘性效应问题,通过改进方法来控制激波/边界层干扰所造成的边界层分离现象,可以有效的降低粘性效应所带来的负面影响,提高进气道的起动特性,设计点和非设计点(Ma=3.5)均能达到优化进气道性能指标的效果.应用CFD对超声速进气道的起动特性进行了数值仿真分析,并从定量角度给出了如何施加壁面开缝措施来控制进气道的边界层分离现象.仿真结果发现在无粘和粘性条件下,相对开缝前,进气道的总压恢复系数分别提升了8.1%和22.7%.同时仿真结果表明,对于超声速进气道的设计和改进有一定的指导作用.     

超音速进气道三维流场数值仿真与性能分析

减小冲压增程炮弹特别是进气道的阻力,可以提高炮弹的射程。建立了冲压增程炮弹超音速进气道的物理模型,采用N-S方程,并运用有限体积法对进气道进行了三维流场的数值仿真,得到了超音速进气道的流场结构图及性能参数,有利进行分析。重点研究了攻角对超音速进气道性能的影响。理论计算了进气道的总压恢复系数,并对进气道总压恢复系数的理论计算值与数值模拟值进行比较分析,基本一致。得到的结论为冲压增程炮弹提供了设计有效参考。     

超声速进气道流场的CFD数值仿真

进气道是航空推进系统的一个重要组成部分,进气道内的流场品质会显著影响发动机的性能.由于进气道内部流动的复杂性和其广泛的应用前景,进气道内的流动特性引起了人们广泛的关注.采用计算流体力学(CFD)方法,空间离散采用Harten-Yee的二阶迎风TVD格式,时间迭代采用隐式LU-SGS方法,数值求解Navier-Stokes(N-S)方程,对进气道内部流场进行了数值模拟,并研究了进气道内部流场的流场结构以及激波/边界层干扰问题.数值计算结果反映出了流场的基本物理现象,说明了所采用的研究方法是可行的.同时数值模拟结果对进气道的设计有一定的参考价值.     

高超声速进气道设计方法研究

针对超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道采用斜激波压缩方法设计总压损失较大的问题,采用等熵压缩的方法对进气道下壁进行了流线化改进设计.利用计算流体力学软件Fluent,采用耦合隐式求解器,标准κ-ω湍流模型,对进气道流场进行数值模拟,分析比较了采用斜激波压缩方法和等熵压缩方法设计的两种进气道的设计点性能和非设计点性能.研究了燃烧室压力升高对进气道/隔离段流场和起动性能的影响.研究表明,与斜激波压缩进气道相比,采用等熵压缩方法设计的曲线上壁进气遭总压恢复系数、流量系数得到明显提高,但其冲压比与前者相比有所降低;进气道进入不起动后,其捕获流量和总压恢复系数急剧下降.     

某型高超声速进气道性能的二维数值模拟

针对高超声速进气道内的复杂流动特性,以某型高超声速进气道为研究对象,利用商业CFD软件对其内外流场进行了二维数值模拟.得到了在不同的来流M数条件下某型高超声速进气道设计状态和非设计状态的特性,其计算结果对高超声速进气道的设计和试验研究都具有一定的意义.     

半埋入式进气道设计及RCS数值仿真研究

研究减小进气道的雷达散射截面问题,由于外形结构突出,造成强散射源。为提高隐身性能,用埋入式进气道构型,可以减少雷达散射面积。定义了埋入比m的概念,利用超椭圆设计方法,提出一种半埋入式进气道的设计方案,有效地提高了进气流量,同时具有较好的隐身性能。采用基于物理光学迭代法开发的程序,对不同埋入比下的模型进行了RCS数值仿真。结果表明,在计算角度范围内,RCS分布曲线都呈现类马鞍型,使进气道的RCS值最低。随着埋入比m的增大,进气道的RCS值都具有增大的趋势。仿真表明,改进方法效果好,具有较好的隐身性能。     

基于VXI总线的飞机进气道控制设备自动测试系统设计

进气道控制系统对现代飞机有重要的作用，对进气道拧制系统进行测试是一项重要而叉复杂的工作;针对JKC-1型飞机进气道控制设备的工作环境和系统参数复杂的特性和测试的具体需求，设计了基于VXI总线的进气道控制设备自动测试系统，模拟进气道拧制设备的工作环境，测试其性能，并可以通过网络对测试进行监控;详细阐述了系统的结构’匮计、硬件配置和软件开发;实用证明，该系统精度满足要求。能完成预定测试工作，运行性能良好。     

微惯性测量单元的减振结构设计与仿真分析

基于谐振式MEMS陀螺的微惯性测量单元(MIMU),在工作时其性能会受到来自内部与外部振动干扰的影响。在分析了影响MIMU性能的振动来源和传统减振方式的不足的基础上,提出一种基于阻尼合金的新型减振方案和相应的MIMU结构设计,并设计了仿真实验分析其力学性能和阻尼衰减特性。结果表明:采用该阻尼合金的方案,MIMU减振结构的各项力学指标均符合要求,并且具有良好的减振抗干扰特性。     

弹用混压式轴对称进气道开槽数值仿真

为了提高定几何超声速混压式轴对称进气道的性能,应用在进气道不间位置开槽的方法,研究了在各级锥体上、进气道肩部、喉道下游分离区等不同位置开槽对进气道性能的影响;研究了多工况下锥面上开槽时进气道总压恢复系数、流量系数、冲压比和起动性能等产生的影响.研究表明锥面开槽将改变超声速进气道头锥上的压缩性能,从而提高了进气道高马赫数下的总压恢复系数与冲压比,同时能有效降低进气道的重量;在进气道肩部开槽能消除进气道肩部的分离;在进气道喉道下游分离区开槽能改善该位置处的分离.     

发动机进气道监测系统设计和实现

发动机性能验证时须对发动机与进气道相容性进行飞行监测测试,用实测数据分析进气道畸变与发动机的匹配特性。设计了一种适合多传感器类型的多板卡、实时监测、在线算法诊断的进气道综合监测系统,对多传感器参数完成实时监测、数据预处理、预警等。前端测量传感器主要包含各类气压参数中稳态、压差、总压、动态压力传感器以及进气总温传感器,面对采集通道众多、频率差异化难题,为改善数据的在线监测相关性同步采样和关联参数在线计算处理的能力,采用多板卡级联并行传输总线解决数据实时交互问题,并通过多类型总线接口匹配后端记录、告警、遥测监测设备。经系统验证,设计的方案简单且合理可行,具有一定实用性。     

导弹异形卷弧翼安装选型

为在空中发射武器外形设计中引入异形卷弧翼,将其作为导弹主升力面,研究其相对于弹身的安装选型问题．模型设计采用1对异形卷弧翼,并将其沿弹体纵向平面对称布置．定义异形卷弧翼相对于弹身的安装位置角和安装偏角参数,选取2组计算模型,基于计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）仿真计算评估这2个角度的变化对异形卷弧翼-弹身组合体纵向超音速气动参数的影响,得到组合体升力因数、阻力因数以及升阻比随2个角度参数变化而变化的规律．结果表明,在设计任务中,当安装位置角等于120°,安装偏角等于-10°时,组合体的升力因数和升阻比达到最大值．该方法可以改善导弹的升力特性,提高导弹的升阻比,使导弹获得更好的飞行性能．     

基于宽带扫频的导弹RCS测量与分析

针对导弹的典型几何外形结构,基于高频散射机理对其散射特性进行了初步分析,包括散射源分布及其散射类型、各散射源散射特性随导弹姿态的变化趋势等;接着,利用宽带扫频RCS测量系统对导弹L、X波段RCS和X波段一维距离像进行了测量,得到了导弹在不同技术条件下的RCS曲线和一维距离像;最后,对测量结果进行了初步分析;测量结果表明:导弹头锥仓与进气道腔体存在较大散射,尤其是进气道壁与弹体之间连接缝隙的散射较为突出;导弹在X波段下的RCS较L波段小,且受姿态变化的影响更为敏感;另外,导弹RCS峰值点并未出现在迎头向,而是偏离迎头向一定角度,尤以X波段下最为明显,偏离角度达20°左右;测量结果为导弹在试验中的应用,包括试验设计、试验结果分析与评估、等效推论等提供了重要的技术依据。     

Possibilities of defense from a missile attacking from the back hemisphere by a vertical maneuver

The possibilities to defend an aircraft attacked from the back hemisphere by an air-air missile are investigated. A model problem of determining an optimal vertical maneuver of the aircraft evading a missile that moves in the exponential atmosphere according to a given law of approach subject to aerodynamic drag forces and the Earth’s gravitation is studied.     

反射内存卡在动态测试系统中的应用

某型空空导弹控制部件动态测试系统,在测试过程中出现测试数据传输延迟的现象,从而影响了测试结果,为解决这一问题,本文提出了使用反射内存卡建立实时网络系统的方法解决数据传输延时问题。通过使用VMI-5565反射内存卡建立的实时网络系统实现了某型空空导弹控制部件的动态仿真测试,目前该动态测试系统已经成功用于某制导武器动态仿真测试试验中。动态测试系统在使用了反射内存卡建立实时传输网络后,保证了测量数据传输的实时性和准确性,通过实际测试使用,该系统测试效果良好,完全满足科研试验使用要求     

A new tracker for air-to-air missile targets

An extended Kalman filter is developed to aid the tracking of an air-to-air missile from a maneuvering target aircraft. The filter exploits knowledge of the dominant aerodynamically induced lift and drag forces of a nonthrusting missile employing proportional navigation guidance, and it also accounts for the dynamic lag and bandwidth effects of the missile seeker, guidance, and control systems. Incorporating the refined missile acceleration model enhances the filter's tracking estimate precision and provides meaningful threat predictive capabilities. Identifiability of parameters within the acceleration model is established, an adaptive filter is developed, and its performance capabilities portrayed through realistic Monte Carlo simulations.     

基于目标一致算法的导弹编队控制与仿真

导弹的突防性能是衡量导弹优劣的核心技术指标,如何提升导弹的突防能力受到世界各国的高度重视。为了提升导弹的突防概率,可以采用导弹编队协同作战的方式,实现导弹的密集临空,对敌实施饱和攻击,最终实现导弹突防能力的提升,并且多弹编队对大型目标的毁伤效果更加明显和高效。为了提高导弹编队的协同作战能力,围绕导弹编队协同的概念与模型,开展编队控制的理论与仿真研究,设计了基于目标一致算法的编队方法,实现了编队成员的协同控制,利用MATLAB进行了相关的仿真,分别调整导弹方向控制参数和速度控制参数,对比不同参数状况下导弹编队飞行状态变化,获取最佳状态控制参数,实验验证了算法的有效性。     

Differential evolution based 3-D guidance law for a realistic interceptor model

This paper presents a novel, soft computing based solution to a complex optimal control or dynamic optimization problem that requires the solution to be available in real-time. The complexities in this problem of optimal guidance of interceptors launched with high initial heading errors include the more involved physics of a three dimensional missile–target engagement, and those posed by the assumption of a realistic dynamic model such as time-varying missile speed, thrust, drag and mass, besides gravity, and upper bound on the lateral acceleration. The classic, pure proportional navigation law is augmented with a polynomial function of the heading error, and the values of the coefficients of the polynomial are determined using differential evolution (DE). The performance of the proposed DE enhanced guidance law is compared against the existing conventional laws in the literature, on the criteria of time and energy optimality, peak lateral acceleration demanded, terminal speed and robustness to unanticipated target maneuvers, to illustrate the superiority of the proposed law.     

空对面激光制导导弹的仿真与作战效能评估

建立了激光制导导弹的数学模型,对激光制导导弹进行了弹道仿真。运用蒙特卡洛法进行了效能评估并给出了仿真结果。然后利用前两步的结果,在目标和任务已知的情况下求出了所需导弹数。以上模型及仿真结果为激光制导导弹在实战中的应用提供了参考。     

基于混合遗传算法的进气道性能设计与优化

针对冲压发动机前体/进气道的性能优化设计问题,提出基于遗传算法和单纯形法的混合遗传算法。根据均匀分析提供的样本,选取气流折转角为设计变量,阻力系数、总压恢复系数、进气道升压比及三者的组合作为优化目标。通过该文设计的混合遗传算法对不同目标优化结果的比较,表明该混合遗传算法可以广泛用于目标优化,具有较强的适应能力。     

不开箱条件下的机载导弹测试技术研究

为解决当前机载导弹测试的转场和出箱过程中存在的问题,提出并定义了不开箱测试,系统地论述了不开箱条件下机载导弹的测试;运用系统工程的方法,对机载导弹实施不开箱测试需解决的主要问题进行了分析,提出了机载导弹不开箱测试的实施步骤,并给出了各步骤需要开展的主要工作;不开箱测试开辟了机载导弹测试新的道路,使得机载导弹可以在不出弹药库、不出包装箱的状态下进行测试,有助于提高机载导弹后勤保障的效率、导弹的寿命和使用可靠性。