无伞双翼末敏弹翼片安装角对其稳态扫描作战指标的影响

为认清无伞末敏弹翼片安装角对其稳态扫描作战指标,如扫描角、扫描速率、扫描范围等的影响,通过四元数方法,建立了无伞双翼末敏弹的运动方程,对其稳态扫描阶段进行了数值仿真与分析。结果表明:相比于传统的欧拉法,四元数方法可避免数值仿真的退化,优化稳态扫描仿真结果;末敏弹翼片的安装角对扫描角、扫描速率、扫描间距有着重要影响;随着安装角的增大,扫描角和扫描间距逐渐增大,当扫描角过大时,末敏弹将出现失稳现象。该文研究有助于认清末敏弹的稳态扫描原理,对今后的工程试验具有重要的指导意义。     

质量分布特性对无伞末敏弹扫描特性的影响规律

为探讨无伞末敏弹的质量分布特性对其扫描特性的影响规律,在分析质量分布非对称力学表示方法的基础上,建立了考虑质量分布非对称时的弹丸动力学模型,编制了模型的仿真计算软件。以某型非对称末敏弹的结构参数和气动参数为依据,仅改变质量分布特性参数进行数值积分计算,得到了扫描转速、扫描角与横向、纵向转动惯量比以及与动不平衡角之间的关系,为通过调整质量分布参数来调整扫描参数提供了依据。     

空气动力非对称弹丸大攻角旋转共振运动研究及应用

弹丸旋转时,空气动力非对称会对弹丸的角运动产生周期性的强迫干扰,在一定条件下,可以形成弹丸纵轴相对于速度矢量成一定角度的旋转运动,这种旋转运动可用于实现无伞末敏弹的稳态扫描。在考虑弹丸所受非对称空气动力与其他力和力矩的前提下,建立了弹丸的运动微分方程,推导出了复数形式的攻角方程。以攻角方程为基础,探讨了弹丸形成稳定旋转共振状态的条件。针对某空气动力非对称弹丸进行了仿真计算,结果表明：空气动力非对称弹丸在一定条件下可以形成旋转共振运动,为无伞末敏弹的气动设计提供了理论参考。     

弹性翼S-C型末敏弹气动特性研究

采用双向流体-固体耦合方法对无伞末敏弹进行气动弹性分析,研究了末敏弹尾翼在气动力作用下的变形规律,并对尾翼变形后的末敏弹系统进行气动特性分析,总结了末敏弹气动参数、尾翼挠曲变形随运动攻角的变化规律。研究结果表明,末敏弹的阻力系数和转动力矩系数均随着攻角的增大呈先增加、后减小的趋势,升力系数则随着攻角的增大呈单调递增趋势;自由飞行试验结果显示,与刚性翼末敏弹相比,弹性翼末敏弹的气动参数仿真值与试验值更为贴近。     

SC型双翼末敏弹尾翼结构方案设计

为寻求SC型双翼末敏弹实现稳态扫描的最佳气动外形,运用计算流体力学方法建立了SC型末敏弹的气动特性仿真模型,基于正交试验法对SC型尾翼末敏弹的翼片结构参数进行了优化设计。分析了尾翼面积、弯折角对SC型末敏弹气动特性的影响规律,得到了尾翼参数对双翼末敏弹阻力系数和极转动力矩系数影响的主次关系。在此基础上分析得到一种可以同时满足大阻力系数和大极转动力矩系数的末敏弹气动外形结构。优化结果显示,优化模型阻力系数较优化前增加5.14%,极转动力矩系数增加4.53%,高塔试验表明优化模型双翼末敏弹能在下落过程中保持稳定。研究方法和结果可为双翼末敏弹的气动布局和优化设计提供参考。     

单翼末敏弹稳态扫描段影响因素分析

考虑到单翼末敏弹的稳态扫描段对其作战效能的影响至关重要,结合其强非对称的气动力结构参数,利用基于四元数法动力学方程的计算机仿真,逐一列举并探讨了翼长、转角、弹重、翼端物重和弹体相对中心对称轴转动惯量对铅直落速、扫描频率、扫描角及扫描间距的影响。仿真结果表明通过调整上述结构参数可以得到理想的扫描参数,其规律也为设计满足具体实战环境所需的单翼末敏弹提供了较好的理论依据。     

S-S双翼末敏弹气动外形优化设计

为获得S-S 型双翼末敏弹最佳尾翼气动外形,基于计算流体力学和正交试验方法,以S-S 型末敏弹模型的气动参数为源数据,对尾翼弯折面积和弯折角两因素组合进行优化设计,得到了此类型末敏弹尾翼参数对气动特性影响的主次关系,并提出了满足最大阻力系数和最大极阻尼力矩系数的末敏弹尾翼结构。结果表明:优化所得气动结构比优化前模型阻力系数提高7. 11%,极阻尼力矩系数提高15. 77%。高塔自由飞行试验结果显示:优化所得气动外形末敏弹落速为30. 0 m/ s,转速为11. 5 r/ s,下落过程中落速和转速及扫描角保持稳定,满足稳态扫描的要求。     

非线性力矩作用下气动偏心弹丸强迫圆锥运动稳定性条件

为了指导无伞末敏弹等气动非对称弹丸的结构设计和气动设计,建立了气动偏心弹丸在三次方非线性静力矩和二次方非线性赤道阻尼力矩作用下的攻角方程,运用平均法求解了方程的近似解析解及其线性变分方程。在此基础上,根据Hurwitz判别准则,得到了气动偏心弹丸做强迫圆锥运动的渐近稳定条件,分析了该条件的物理意义,并应用数值计算算例对该条件进行了验证。结果表明,当自转角速度和气动偏心角满足一定的约束条件时,三次方非线性静力矩和二次方非线性赤道阻尼力矩作用下的弹丸可以实现固定攻角的稳定强迫圆锥运动。     

非对称×形折叠翼巡飞弹气动特性数值研究

为了研究非对称×形折叠翼巡飞弹的气动特性,在保证弹径、弹长、舵翼的弦长和暴露展长相同的情况下,分别开展了对称×形折叠翼气动布局与非对称×形折叠翼气动布局巡飞弹气动特性的数值模拟,对比了两者侧向力系数、滚转力矩系数、升力系数以及阻力系数,发现与×形翼气动布局相比,非对称×形折叠翼气动布局产生了侧向力与滚转力矩。进一步分析了非对称×形折叠翼气动布局产生侧向力与滚转力矩的原因。结果表明:在亚音速条件下,非对称×形折叠翼气动布局的升力系数与阻力系数随着攻角和马赫数的增大而增大; 非对称×形折叠翼气动布局由于舵翼沿着弹身是非对称布置的,导致了非对称的气动干扰,从而产生了侧向力和滚转力矩。非对称×形折叠翼气动布局的侧向力系数随着马赫数的增大而增大,随着攻角的增大呈现先增大后减小再增大的趋势,滚转力矩系数随着攻角和马赫数的变化较为复杂。     

翼片结构参数对单翼末敏弹气动特性的影响

为了研究单翼末敏弹气动布局对其气动特性的影响规律,基于Fluent软件,详细研究了翼片长度、翼片宽度、翼端重物质量和翼片转角等参数对单翼末敏弹阻力系数、导转力矩系数和俯仰力矩系数的影响规律.结果表明,气动参数随翼片长度和宽度增大呈现线性增大趋势;翼端重物质量对气动参数影响微弱;翼片转角对气动参数影响较大,气动参数呈现抛物线形变化.     

末敏子弹稳态扫描角仿真模型研究

基于末敏弹的工程实践以及目前末敏子弹稳态扫描的研究现状,提出了以系统参数优化为目的的扫描角双频仿真模型。针对某末敏子弹,通过对实测扫描角数据的处理,获得了模型中相关参数的取值范围,并依据实际结果进行了扫描角模型对比。仿真结果表明,采用双频扫描角模型得到的目标捕获概率和命中概率与实际结果相比误差较小,优于单频扫描角模型。     

新型掠飞末敏弹的捕获概率分析

针对掠飞末敏弹新型扫描机理的作战效能进行评估,研究末敏弹在弹道末段的捕获特性。通过坐标变换的方法得到掠飞末敏弹的扫描线方程,耦合求解其六自由度弹道方程组,得到了弹丸的稳态扫描区域,通过证明扫描依赖区结论,进一步推导求解了捕获概率的解析公式。结果表明：掠飞末敏弹的空间扫描轨迹为螺旋线、扫描区域为圆柱体,平面上的扫描区域为左半椭圆;增加弹丸初速、降低弹丸射角、准确预估目标运动,能有效提升掠飞末敏弹的捕获概率,其中初速的影响更胜一筹;解析公式求得捕获概率与蒙特卡洛打靶法计算结果吻合较好,验证了公式的正确性。     

带末端角度约束的离散滑模制导律设计

为了提高导弹的命中精度,基于平面内弹目运动方程的离散形式,设计了一种带有角度约束的离散滑模制导律;基于李雅普诺夫理论分析了滑模制导的稳定性与可达性条件;然后将该制导律与带有角度约束的离散比例制导律进行比较,结果表明,设计的制导律更满足角度约束条件且具有更小的脱靶量,最后采用蒙特卡洛仿真验证了该制导律的普遍适用性。     

一种气动变射角装填控制方法

为解决在压制火炮自动供输弹系统中的变射角装填控制问题,提出一种气动变射角装填控制方法。分析某气动变射角装填装置,在采集各种参数的基础上,拟合出随参数变化的方程并实现变射角平稳装填。仿真分析和实物验证结果证明：该方法能实现平滑运动控制,达到理想的效果。     

Guidance Law Design Under Impact Angle Constraint Based on Nussbaum-type Gain Technique

Aiming at the guidance problem under impact angle constraint for homing missile against ground targets,a new adaptive robust nonlinear terminal guidance law was proposed in this paper.According to nonlinear kinetic relationship between the missile and target in vertical plane,a mathematic model was formulated while the motion of target and the system structure perturbation were regarded as limited disturbances.Based on the ideas of zeroing the rate of line-of-sight(LOS)angle and the impact angular tracking error,a nonlinear control strategy was contrived to obtain adaptive robust guidance law by adopting Nussbaum-type gain technique under a desired impact angle.The stability of guidance system in finite time is strictly proven by using Lyapunov stability theory.Finally,the numerical simulation verifies the effectiveness of the proposed scheme.     

某弹箭转速-攻角闭锁数值仿真及分析

为了研究转速-攻角闭锁现象的机理和规律,利用滚转角诱导侧向力矩可引起转速-攻角闭锁这一条件,建立了可描述旋转对称弹箭转速-攻角闭锁的动力学模型,并以某弹箭为例进行了数值仿真。研究了初始转速、初始总攻角、初始总攻角方向角以及其他不同参数对转速-攻角闭锁稳态值的影响。仿真结果表明,在相同参数条件下,转速-攻角闭锁状态的稳态值由初始条件决定; 当在某参数条件下存在大小相等方向相反的2个稳态转速时,稳态转速会因初始条件的差异而稳定到不同方向,但稳态转速和初始转速方向相同的几率远大于两者相反的几率; 在各种参数的共同作用下,为使弹箭运动收敛到稳定的闭锁状态,必须对弹箭气动参数进行合理设计。