固定舵二维修正弹外弹道仿真与动态模拟

为研究固定舵二维弹道修正弹的修正能力,采用流体力学分析软件Fluent与机械系统动力学自动分析软件Adams联合仿真方法建立了固定舵二维修正弹的动力学仿真模型。基于鸭舵修正原理提出了仿真环境下鸭舵减旋和测姿的模拟方法,在Adams软件环境下通过在舵片模型上建立Marker监测点实现了对鸭舵实时滚转角的直接监测;应用该仿真方法对横风作用力从1 N增大到10 N的情况进行仿真,相比于无风干扰,横偏增加了36.5%到298.0%;分别对10 N横风作用力、0.5°横向跳角和0.5°定起角干扰下的弹道修正进行了仿真。研究结果表明：相对于无修正情况下的横偏,在10 N横风作用力下的修正量能够达到90%,由跳角引起的横向、纵向落点偏差得到显著降低;通过与半实物仿真实验及实弹射击试验的对比,证明该仿真方法具有一定的合理性。     

Rolling Control Characteristic Experimental Investigation of a Canard Missile with Free-Spinning Tail

A canard configuration is one of basic aerody-namic configurations for guided missile.From anaerodynamic viewpoint,canard effectivenessincreas-es with increasing angle-of-attack(AoA);canardhinge moment is typically smaller thanthe hinge mo-ment for anequivalent tail fin;andcanards reducethetransonic stability rise.From a system design viewpoint,canards can be located near the inertial mea-surement unit(I MU)and flight computer;therebyeli minating the need to route cables to the rear of theai…     

瞬态力矩平衡揭示高旋弹鸭翼对弹道的影响

针对鸭翼偏转方向与弹道改变方向相反的现象,提出了基于瞬态力矩平衡原理从理论上揭示高旋弹鸭翼对弹道的影响。通过分析弹体在瞬态平衡状态下的受力情况得出了弹体受到的法向力是改变弹道轨迹的直接因素。仿真验证结果表明：弹体受到的法向力与弹体压心到质心的距离成反比,与鸭翼和弹体压心间的距离成正比,与鸭翼上的法向力成正比,弹道改变量与鸭翼上的法向力方向相反;对于翼面确定情况,为了增加弹道的改变量,需要加大鸭翼压心和弹体压心之间的距离,若鸭翼与弹体压心重合,无论鸭翼如何偏转,都不会改变弹道。     

155mm固定翼双旋弹二维弹道修正引信的翼面转速特性及修正能力研究

二维弹道修正引信实现弹道修正的前提是对头部翼面部分转速进行控制。基于155 mm 固定翼双旋弹二维弹道修正引信平台,分别对双旋环境下弹体和翼面的转速特性进行了分析。建立翼面作用下双旋弹丸运动模型,采用计算流体力学软件对二维弹道修正引信进行数值模拟,计算得到了翼面各项气动力参数;通过对二维弹道修正滚转通道动力学方程展开分析,以弹丸和头部翼面部分转动惯量为基础,综合分析了翼面转动惯量、摩擦力矩、翼面滚转阻尼力矩和翼面导转力矩对全弹道转速、落点、横向偏差、攻角的影响;在转速控制基础上对155 mm 固定翼二维弹道修正引信修正能力进行了评估。研究结果表明：二维弹道修正引信导转翼面角度取5.0°~5.5°、修正翼面角度取8°~9°时可以满足控制所需的平衡转速和修正能力要求;双旋转速仿真结果可以反映弹道修正引信、精确制导组件等双旋弹丸的转速特性,为此类双旋弹丸翼面部分设计提供了理论依据。     

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。     

隔转鸭舵式弹道修正弹气动力工程模型与辨识

修正弹的气动力可表示为外形和飞行状态的函数,其模型直接影响动力学系统求解的准确性。在风洞试验数据的基础上,建立适用于隔转鸭舵式弹道修正弹的气动力工程模型。模型综合考虑复攻角和鸭舵相位角的复合效应,并利用最小二乘方法对修正弹阻力、升力、侧向力以及俯仰力矩的工程模型进行参数辨识,模型预测结果得到了计算流体力学计算的验证。结果表明：鸭舵的诱导阻力较小,小攻角范围内利用对称拟合表征修正弹阻力的误差小于3.3%;在攻角和鸭舵相位角的综合影响下,升力表现为正弦特性,侧向力在鸭舵相位角为180°时会出现二次正弦叠加现象。气动力模型为隔转鸭舵式弹道修正弹的飞行特性分析奠定了基础。     

固定鸭舵式弹道修正弹二体系统建模

固定鸭舵式二维弹道修正弹修正组件相对弹体具有不同的滚转角速度,传统6D弹道模型不能有效描述弹丸的运动特性和规律。针对该问题,在修正组件和弹体无气动耦合的假设下,研究了修正组件、弹体的运动与弹丸运动的关系,分析了弹丸飞行过程中两刚体间的相互作用,综合两刚体的运动学和动力学方程建立了7D弹道模型。针对某型尾翼稳定弹建立了仿真模型,并对不同面积、不同舵偏角、不同修正组件质量3种状态进行了仿真分析。仿真结果表明,该模型可有效描述弹丸在飞行过程中的运动状态,且能够反映弹丸的弹道特性和运动规律。该模型可用于该型弹丸的弹道解算,并为该类弹丸的研究提供依据。     

Extended Range Guided Munition Aerodynamic Configuration Design

Based on the analysis of the flying scheme and flying style of an extended range guided munition(ERGM), the aerodynamic characteristics design standards were put forward. According to the standards, the ERGM aerodynamic configuration was designed, and the wind tunnel experiments were processed. The experimental results show that the configuration has lower drag and good static stability at unguided flying stage. Moreover, the stability, maneuverability, rudder deflection angle and balance angle of attack of the configuration are all reasonably matched at guided flying stage, and the munition with the configuration can glide with larger lift-drag ratio at little balance angle of attack. The experimental results also indicate that the canard can't conduct rolling control when 1.0< Ma < 1.5, so the ERGM must take rolling flight style with certain limited rolling speed.     

二维弹道修正引信总体方案和关键技术分析

本文在广泛分析国内外二维弹道修正技术的研究现状基础上，提出了一种基于鸭舵技术的二维弹道修正引信方案，确定了其工作原理，并对其中的关键技术进行了分析。主要包括弹道辨识技术，鸭舵修正控制技术，微机电系统技术等，进而探讨了弹道修正引信的发展方向．对二维弹道修正引信技术的进一步研究具有一定的参考价值．     

A Calculation Method of Rolling Characteristics of Canard Missile with Free-Spinning Tails

一种自旋尾翼鸭式导弹滚转特性的计算方法

刘平安,刘明远

（哈尔滨工程大学 航天与建筑工程学院,哈尔滨 150001）

创新点说明：

通过对固定尾翼的鸭式导弹进行数值模拟,提出一种新的方法计算同种型号的自旋尾翼鸭式导弹的滚转特性,计算结果表明该方法保证了准确性的同时,可以达到大幅度减小计算量的目的,具有实用价值。

研究目的：

在保证计算精度的同时,减小自旋尾翼鸭式导弹的滚转特性在传统的非定常计算模式下的计算工作量与工作时间。

研究方法：

对固定尾翼鸭式布局导弹的外部流场进行定常的数值模拟研究,根据各组件的滚转力矩特性,定量计算该型号鸭式导弹在自旋尾翼下的滚转特性,并将计算结果与风洞试验数据进行对比验证。

研究结果：

用此方法算得的该鸭式导弹在自旋尾翼下的滚转力矩系数与自旋尾翼鸭式导弹的风洞实验数据结果吻合较好。

结论：

用此方法计算自旋尾翼鸭式布局导弹的滚转特性,在保证了准确性的同时,可以达到大幅度减小计算量的目的,具有实用价值。

关键词：数值模拟;鸭式导弹;自旋尾翼;风洞实验;滚转特性