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.     

无翼/舵布局导弹小载荷滚转力矩测量研究

为准确测量无翼/舵布局导弹由于安装电缆罩等凸起物所产生的小载荷滚转力矩,并给布局选型和姿态控制提供依据,提出了一种应用于风洞试验的高精度滚转力矩测量技术,利用机械轴承支撑试验模型,承受除滚转力矩外的其它载荷,专门设计了“米”字梁结构的高精度单分量天平测量滚转力矩,并利用自动滚转尾支撑机构获得模型不同滚转角下的滚转力矩。风洞试验结果表明,该技术与常规天平测量技术相比,滚转力矩测量精度大大提高,具有较高的实用性和经济性。     

转速闭锁对远程弹箭的影响

针对远程弹箭研制过程出现的飞行不稳定现象,研究了远程弹箭诱导滚转力矩与诱导侧向力矩的形成机理,推导了在诱导滚转力矩与诱导侧向力矩作用下转速闭锁与似月运动的形成条件,对转速闭锁的形成进行了数值仿真验证.结果表明,转速闭锁的存在使火箭无法达到设计转速,使远程弹箭做较长时间的大振幅锥形运动,全弹道阻力增大、射程减小,严重时会造成飞行失稳.通过减小诱导滚转力矩和发射初始扰动、适当增大导转力矩等方法可对其进行抑制.     

你Q我A

Q:飞机是如何实现俯仰和滚转的?网友Lsygg520A:飞机的俯仰和滚转操纵主要与副翼和升降舵的动作有关。以常规布局飞机为例,主机翼一般安装有副翼和襟翼,水平尾翼则由国定的水平安定面和可动的升降舵组成(如右图所示)。在直线飞行中,飞行员向后拉驾驶杆,升降舵向上偏转一个角度,在水平尾翼上产生向下的气动力,对飞机重心形成俯仰力矩,迫使机头上仰,迎角增大。反之,则升降舵下偏,机头下俯。如果飞行员向左压驾驶杆,右副翼下偏,右翼升力增大,左副翼上偏,左翼升力减小,两翼升力之差形成横滚力矩,使飞机向左加速滚转。反之,飞行员向右压驾驶杆,…     

一类滚转弹的补偿解耦方法

由滚转产生的舵机空间耦合传递函数得出控制力矩偏转角;按动态特性差异分别分析了马格努斯力矩、陀螺力矩,得出了弹体稳态情况下的响应力矩角偏差,对控制力矩偏转角度进行了指令补偿解耦,可以获得期望的控制效果.研究表明,引入阻尼回路补偿可以大大削弱陀螺效应产生的快速振荡现象,结合稳态解耦方法可以达到较好的控制精度.     

参数辨识技术在再入弹头自由滚转风洞试验中的应用

对再入弹头的小滚转气动力矩及小气动阻尼力矩的测量是其动态风洞试验的重点和难点.基于气浮轴承技术,设计了一套自由滚转风动试验系统,开展了带控制翼再入机动弹头的自由滚转风洞试验.建立了正弦函数形式的小滚转气动力矩模型.运用自适应的扩展卡尔曼滤波算法(adaptive EKF,AEKF)辨识气动参数.气动参数重构数据表明辨识结果的可信度较高.辨识结果显示,小滚转气动力矩随滚转角速度的降低而减小,滚转阻尼力矩随滚转角速度的降低而增大.     

鸭舵位置参数对弹箭滚转特性的影响

采用数值模拟方法,研究了一尾翼固定的鸭式布局弹箭舵尾间距以及鸭舵安装位置对滚转特性的影响。分析了其流场特性与气动特性,结果显示,固定尾翼鸭式布局弹箭的舵尾间距对滚转控制特性有较大的影响,且舵尾间距越小,鸭舵下洗诱导尾翼产生反向滚转力矩越大,鸭舵滚转控制效率越低; 鸭舵安装位置对滚转特性亦有较大的影响,安装在圆柱段上较安装在圆锥段上,其滚转力矩系数在跨音速得到提升,在亚音速和低超音速都有所下降,超音速时几乎不变。     

参数辨识技术在再入弹头自由滚转风洞试验中的应用

对再入弹头的小滚转气动力矩及小气动阻尼力矩的测量是其动态风洞试验的重点和难点.基于气浮轴承技术,设计了一套自由滚转风动试验系统,开展了带控制翼再入机动弹头的自由滚转风洞试验.建立了正弦函数形式的小滚转气动力矩模型.运用自适应的扩展卡尔曼滤波算法(adaptive EKF,AEKF)辨识气动参数.气动参数重构数据表明辨识结果的可信度较高.辨识结果显示,小滚转气动力矩随滚转角速度的降低而减小,滚转阻尼力矩随滚转角速度的降低而增大.     

鸭式与正常式导弹滚转特性数值研究

为研究不同气动布局导弹滚转特性。采用三维雷诺平均N-S方程组,对正常式和鸭式布局导弹在非对称姿态流场进行数值模拟。研究了这两种布局形式的滚转力矩变化规律、翼剖面压力分布差异和舵翼面流动相互干扰等。经数值模拟表明,造成这两种布局在非对称姿态下舵面偏转进行滚转控制时不同布局导弹滚转特性差异的原因在于:舵面偏转后在翼面产生非对称洗流,导致翼面诱导滚转力矩不同所致。     

旋转弹体及减旋片滚转阻尼数值模拟

滚转阻尼力矩导数是影响减旋效果的重要参数。采用求解定常流场的计算流体力学方法,对亚跨声速阶段带减旋片翼翼身组合体的滚转阻尼特性进行数值模拟。滚转阻尼力矩导数数值模拟的结果与试验值一致性较好。通过数值结果分析解释了由于滚转引起的弹翼气流攻角的变化,表面压力的变化,以及附加升力导致的滚转阻尼力矩的形成原因,展示了薄翼片弯折的位置,同时从流场的角度展示了滚转对弹体附近气体流动的影响,以及滚转引起的表面流线的弯曲,螺旋状尾迹。     

导爆管雷管延期体结构改进

本文主要介绍了索式延期体的纺织方法，其秒量与铅结构延期体秒量的精度对比，并探讨改进的目的和意义。     

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。     

弹上线束电磁兼容仿真研究

导弹电磁兼容已经成为导弹现代设计中必须考虑的问题,尤其是弹上复杂线束在导弹电磁兼容问题中占有重要地位。文中以某型号导弹为背景,基于CableMod软件平台,采用仿真预测试的方法研究导弹电磁兼容问题,讨论了如何建立适用于仿真的导弹结构模型与电气模型,并对导弹内复杂线束间的串扰,以及弹体对线束产生辐射的影响进行了仿真和分析。仿真结果表明,线束内电源线与信号线分开敷设,且双绞屏蔽后相互串扰明显降低,并提出使用弹壁电缆套管代替U型电缆罩,能避免因缝隙产生的电磁泄露,抑制电磁辐射,有助于通过电磁兼容测试。     

尾翼稳定脱壳穿甲弹全弹道多目标优化设计

本文应用最优化理论和方法对尾翼稳定脱壳穿甲弹的装药结构和弹形结构进行了全弹道多目标优化设计.首先从装药结构和弹形结构计算出发,建立了尾翼稳定脱壳穿甲弹的内弹道、外弹道(含空气动力)、终点弹道计算模型,然后应用三种不同类型的优化方法对火药弧厚、装药质量、弹头长径比、弹芯直径、弹体圆柱部长径比五个设计变量进行了多目标优化设计,得到了比较满意的结果.     

初速跳动对班组武器引信定位精度的影响

通过对班组武器杀伤榴弹的外弹道计算，得到外弹道参数的相互关系，根据初速变化对榴弹起爆位置的影响，分析了班组武器上采用计时引信和计转数引信两种不同方式引信的定位误差，探讨了提高班组武器杀伤效果的途径。     

装调误差对滚仰式导引头视轴指向的影响分析

研究了装调误差对导引头视轴指向精度的影响。针对滚仰式导引头的结构特点,对位标器的主要装调误差进行了分类。利用坐标变换和空间几何关系,得到了导引头视轴指向误差和装调误差的函数关系。仿真结果表明视轴的指向误差与指向位置和框架角位置都有关联。所得结果对导引头的指标分解具有重要的参考价值。     

一种便携式红外目标模拟器

设计了一种头罩式便携红外目标模拟器,采用微型黑体作为红外辐射源,采用卡赛格林平行光管作为光学系统,在可调光阑和电机的配合下,能够快速模拟出不同辐射强度、不同大小的红外目标。