低速旋转尾翼式弹箭气动特性数值研究

为了研究低速旋转对尾翼式弹箭气动特性的影响,采用三维非定常N-S方程并结合滑移网格技术,在小攻角和全马赫数下,对某尾翼弹在低转速状态下的绕流流场进行了数值模拟。以美国陆-海军动导数计算标模验证该文算法的有效性。结果表明该方法有较高的精确度。由不同马赫数、转速和滚转角条件下的计算结果发现:纵向气动特性(即升力、阻力、俯仰力矩)不随转速而变化,平均滚转力矩系数和转速为定比例关系,平均马格努斯力系数随转速呈非线性变化,瞬时马格努斯力系数随滚转角呈正弦变化。     

旋转尾翼弹马格努斯效应数值模拟

为研究低速旋转尾翼稳定弹箭的马格努斯效应,采用滑移网格技术,在超声速条件下对某低旋尾翼弹开展了气动数值模拟。对弹箭绕弹轴自旋的流场进行非定常计算,获得了该弹箭的气动系数;对马格努斯效应在不同工况下的变化规律进行了理论分析,讨论了不同因素对马格努斯效应产生的影响。结果表明,相同转速下,旋转尾翼弹的马格努斯效应随攻角增加而增大,且在40°~60°攻角范围内达到峰值;对于相同攻角,马格努斯力和力矩系数在较大转速下呈线性增加趋势。     

弹箭非线性角运动稳定性Hopf分岔分析

为了分析弹箭的角运动稳定性,推导了弹箭的非线性角运动方程组,给出弹箭的非线性角运动Hopf分岔分析方法。以某型火箭弹高原试验为例,选取空气密度作为分岔参数,采用霍尔维茨判据判断了系统的稳定性,并确定了分岔点。由中心流形定理对系统进行降维,计算了Hopf分岔的3阶规范形,并作出了系统的分岔图,分析了分岔参数对极限环摆幅的影响。进行了仿真验证,结果表明,采用分岔分析方法能准确判断系统的稳定性及分析系统的极限环运动。     

弹箭运动作为时变系统动态稳定性判据

本文考虑无控火箭、炮弹扰动运动微分方程的联解性,并将其分成参数缓变和普变两种情况,导出了无控火箭、炮弹飞行运动作为时变系统的动态稳定性判据。     

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。     

弹箭非线性角运动周期解稳定性分析

为了分析和计算弹箭非线性角运动周期解的稳定性,推导了弹箭的非线性角运动方程组。以某型火箭弹高原试验为例,计算了立方马格努斯力矩系数取不同值时的角运动相图和庞加莱截面图; 通过Poincare映射计算了线性马格努斯力矩系数作为分岔参数时的分岔图; 利用推广的打靶法计算了角运动周期解的幅值和周期,结合Floquet理论分析了周期解的稳定性。结果表明,在高空低密度的情况下,考虑非线性马格努斯力矩系数后,当马格努斯力矩系数达到一定范围时,火箭弹角运动由零平衡位置分岔出稳定的周期运动。     

带扰流片旋转稳定弹动态稳定性

为发展一种新型弹道修正弹,以带扰流片旋转稳定弹为研究对象对其进行动态稳定性分析.推导带扰流片旋转稳定弹的动力学模型并简化得到其非齐次角运动方程,求得攻角在阶跃激励下的瞬态响应和稳态响应解析解.根据非线性角运动方程分析旋转弹结构参数、飞行参数和气动参数对系统分岔特性及稳定性的影响,通过数值计算分析带扰流片旋转稳定弹的修正...     

异型弹芯飞行稳定性判据

传统大长细比圆截面杆式弹在超高速发射时的膛内强度和飞行挠度问题始终是困扰人们的技术难题.异型截面弹芯以其具有很好的超高速发射强度和较强的终点毁伤性能等优点,而日益受到人们关注,文中根据异型弹芯的特点,建立其空中刚性运动数学方程,并详细推导了其攻角方程,得出飞行稳定性判据,同时分析其与一般炮弹稳定判据的异同,为异型弹芯杆式弹的设计及其特性分析提供了理论依据.     

单通道控制旋转弹角运动的复分析方法

针对单通道控制旋转弹存在气动力不对称,无法直接采用解析方法分析其锥形运动稳定性的不足,研究了其角运动模型和角运动复分析方法.通过在系统矩阵的不对称气动力项中引入比例因子,构建了单对称μ系数模型和对应的复攻角运动模型,并利用复分析方法对无舵偏、固定舵偏及正弦式舵偏情况下的角运动特性进行解析求解.对比分析单通道控制旋转弹的...     

采用弹体追踪导引律的旋转弹锥形运动稳定性

针对旋转弹采用捷联导引头和弹体追踪导引律时可能导致锥形运动失稳的问题,推导了捷联导引头在非旋转弹体坐标系下的动力学模型,建立了复数形式的弹体追踪制导控制系统数学模型;在不同弹体转速及阻尼回路增益情况下,分别考虑导引头响应延迟和陀螺标度因数误差,分析了上述制导控制系统的稳定性,并使用数值方法求得使其稳定的特征参数取值范围。研究结果表明：导引头延迟角越大,使系统稳定的制导回路增益上限越小;陀螺标度因数误差系数大于1时,使系统稳定的制导回路增益上限会变大,当陀螺标度因数误差系数小于1时,使系统稳定的制导回路增益稳定上限会变小。     

卷弧翼火箭弹高原使用稳定性分析

针对某型火箭弹高原使用时弹道失稳现象,文中根据飞行试验实测结果与理论计算对比,分析了火箭弹静、动稳定性影响因子,研究指出了卷弧翼的马格努斯效应是影响火箭弹高原飞行失稳的主要原因,并提出了火箭弹的直尾翼改型设计方案。计算结果表明,改型设计的直尾翼的马格努斯效应比卷弧翼降低80%左右,经试验验证,直尾翼火箭弹满足高原飞行稳定性需求。     

基于泰勒展开法的结构混合可靠性分析

针对既有随机变量又有区间变量的混合不确定性问题,提出一种新的可靠性分析方法。该方法基于泰勒展开,得到了结构功能函数上界和下界的表达式;借助于降维方法,将功能函数近似表示为n个一维变量函数之和,利用泰勒展开,推导结构功能函数的前4阶中心矩;运用四阶矩法可分别获得结构失效概率的上界和下界。该方法无需随机变量的分布概型,避免了对迭代最可能失效点的求解。数值算例结果表明,该方法具有较高的计算精度和较好的适应性。     

细长体自旋与锥动耦合运动作用下的流动结构研究

利用刚性网格运动技术和计算流体力学数值模拟相结合的方法,分析了带鸭舵细长体锥形运动和自转运动耦合作用下的空气动力学特性。研究了带鸭舵细长体耦合运动下的气动力系数随旋转角变化情况,对相同转速、不同攻角下的鸭舵诱导涡系结构和尾翼流场结构进行了对比分析。研究结果表明：耦合运动状态下,细长体的流场结构兼顾锥形运动和自转运动的特点,但又互相干扰、相互融合,涡系发展情况更为复杂,气动力曲线呈现周期性且有规律的振荡;攻角的增加将加剧涡系结构的破坏程度,并改变尾翼附近环状压力等值线的分布形状。     

一种新的马赫数解算方法

为了更好地测量Ma数,通过研究Ma数与总压、静压的关系式,提出一种Ma数测量的改进算法。该算法把Ma数基本测量公式进行泰勒展开并取二阶近似,再引入一个与Ma数关联的修正因子ε,得到Ma数简化解算公式,并给出了具体的解算步骤。仿真结果表明,该算法在精度和实时性上都能满足系统的要求,具有一定的实用性和推广价值。     

火箭弹锥形运动稳定性分析

根据滚转火箭弹的动力学方程,给出了在弹体坐标系下无控低速滚转火箭弹在被动飞行段的锥形运动方程组。对方程进行线性化,采用里雅谱诺夫一级近似方法,得出其系统稳定性方程。由Hurwitz判别准则,找出,删向力矩对系统稳定性的影响。结合实际算例验证侧向力矩对火箭弹锥形运动的影响并通过仿真得到临界转速和临界锥角。     

捷联惯导系统中四元素法求解姿态角仿真模拟

在捷联惯导系统中,姿态矩阵的四元素微分方程求解一般采用四阶龙格-库塔法,从运算精度与速度上考虑,提出了另一种有效的四阶泰勒展开法。并在典型圆锥运动环境下,对两种算法进行了姿态角误差仿真。通过仿真分析,四阶泰勒展开法的计算精度比四阶龙格-库塔法高出1~2个数量级,为改进捷联惯导系统姿态算法提供了理论参考依据。     

边界形状对4股燃气射流扩展稳定性影响的数值模拟

为研究提高整装式液体发射药火炮燃烧稳定性的方法,从充液室结构出发,分析了冷态条件下边界形状对4股燃气射流扩展稳定性的影响。采用高速数字摄像系统,记录了4股燃气射流在5级圆柱渐扩型观察室中扩展过程。在此基础上,建立了气体与液体相互作用的三维非稳态数理模型,模拟了4股燃气射流在5级圆柱渐扩型、圆锥型和圆柱型观察室中扩展过程,获得了射流场三维两相分布图、压力和温度分布图。研究结果表明：4股燃气射流在5级圆柱渐扩型观察室中轴向位移的模拟值与实验结果较吻合;圆柱渐扩型和圆锥型观察室都可以增强燃气射流的径向扩展,有效抑制Taylor空腔与Helmholtz不稳定效应的正反馈机制;圆柱渐扩型由于台阶逐渐诱导作用,近喷孔处温度场无剧烈脉动,射流扩展更加稳定。     

一类参数未知非线性系统的维纳级数分析

利用维纳级理论研究了一类特性参数未知的非线性系统.在输入x(t)为白噪声的条件下,通过测量输入x(t)和输出y(t),计算它们的各阶相关函数,得到一组表征非线性系统特性的维纳核.利用此维纳核,计算输入为已知信号时系统输出的响应.通过对实际非线性系统的分析,表明该方法具有较好的收敛性.