导弹气动特性与载荷计算

较系统地总结了导弹气动特性和气动载荷计算方面的理论和经验算法，根据细长体理论干扰因子法结果得出了导弹部件升力的计算公式，编写了可用于估算导弹气动特性和气动载荷的软件。通过算例证明，软件的计算结果能够满足初步设计阶段的精度要求。最后用该软件对某在研型号导弹进行气动特性和载荷的计算，给出了计算结果。     

反坦克导弹气动参数辨识的微分动态规划法

文中讨论了用微分动态规划法辩识反坦克导弹的气动参数，以某旋转反坦克导弹为例，对其飞行试验实测数据进行气动参数辨识，并对辨识结果与风洞试验结果进行了比较。     

基于Matlab/Simulink的旋转导弹六自由度弹道仿真

旋转导弹弹道仿真是弹翼结构优化设计和弹道优化设计的基础。首先用CFD方法计算了旋转导弹在不同转速、攻角、侧滑角和马赫数下的气动系数，其次介绍了Matlab／Simulink的航空模块集，并利用其建立了旋转导弹的六自由度弹道仿真的方框图模型，仿真过程中的气动系数利用已计算得到的系数表经四维插值获得．最后给出了静止大气和风场中的弹道仿真结果。从仿真的结果可以看出．旋转导弹的攻角和侧滑角随弹体的轴向旋转而作振荡变化．并且轴向高速旋转有助于保持法向和横向的稳定性。     

稀薄气体效应对常规布局导弹气动特性的影响

导弹气动特性是准确预测弹道的前提条件,也是衡量导弹射程的重要依据。在稀薄大气飞行环境下,连续介质假设的前提条件已不再成立,其对应的计算方法无法获得准确的气动参数。通过对常规布局导弹进行建模,利用基于介观的格子Boltzmann方法计算导弹在稀薄大气条件下的气动参数,并与连续介质假设条件下获得的气动参数进行对比。通过计算导弹的高空弹道,发现稀薄气体效应虽在一定程度上改变了导弹气动特性,但对准确预测高空弹道的影响很小。     

基于质量矩控制机理的导弹飞行姿态变化的研究

导弹质量矩机动控制通过改变导弹的质心，利用气动配平力矩改变弹体飞行姿态和攻角，从而实现导弹机动控制。在导弹高速飞行时，它克服了气动舵控制方案存在着舵面烧蚀及控制效率降低等弊端。本文详细推导了基于变质心控制导弹的非线性动力学方程，深入分析导弹在纵向平面内姿态变化情况，并研究了由于导弹质心移动引起弹体姿态角变化的两个重要因素，指出针对不旋转弹体的控制策略，为进一步设计导弹控制系统奠定基础。     

气动陀螺舵的稳定原理及退役陀螺的利用

推导了气动陀螺舵的稳定原理，提出了导弹横滚速率衰减因子kxt和气动陀螺舵的平衡转速表达式，为解决某型导弹退役时其零部件的再利用问题提出了改进的措施。     

潜射导弹出水过程水弹道及流体动力研究进展

介绍了潜射导弹水下发射及出水过程的研究现状,包括潜射导弹出水过程气、水两相物性参数的变化,艇速和波浪对潜射导弹出水过程水下弹道和流体动力特性影响等.对潜射导弹出水过程水弹道及流体动力研究的未来发展进行了展望.     

基于ANSYS/LS-DYNA 的波浪对潜射导弹出水姿态影响分析

波浪是影响潜射导弹出水姿态的重要因素,直接关系到导弹出水后空中飞行的成败。利用ANSYS／LS—DYNA有限元动力分析软件,建立了潜射导弹出水过程三维模型,分析了潜射导弹在纵浪影响下出水姿态变化过程。结果表明,潜射导弹出水俯仰角、俯仰角速度随浪级和出水相位的变化而变化,浪级越大,变化越显著。     

导弹气动耦合分析与解耦算法研究

介绍导弹在飞行过程中对控制系统设计影响较大的几个气动耦合因素，并对其影响程度进行了分析。考虑这些耦合因素的影响，建立了气动力和力矩的数学模型以及弹体的动力学模型。在分析气动交叉耦合对导弹飞行特性影响的基础上，构造了导弹的偏航／滚动通道解耦算法。     

超声速导弹燃气舵系统设计研究

以超声速导弹为对象,初步研究了燃气舵系统的设计．分析了燃气舵的气动布局以及在喷管上的安装位置对舵面效率的影响．在此基础上,结合助推器的性能参数,借助工程方法,对燃气舵的气动外形进行了设计．     

偏转弹头导弹气动方案设计研究

在外军某型导弹的基础上,将偏转弹头控制方式引入导弹,重新设计了其气动方案;在设计的过程当中,针对偏转弹头导弹特有设计约束,对原准弹的设计进行了调整;新设计的方案综合考虑了各分系统之间的约束,解决了将这种新的控制方式引入导弹设计后所带来的一些问题;计算结果显示：该气动方案解决了一般偏转弹头导弹低速可用过载低的问题,与传统导弹相比具有包络小,阻力低,高速下可用过载大等特点。     

导弹转速调节片设计方法研究

本文研究了导弹转速调节片的设计思路与方法。在对其设计思路和设计约束分析基础上，通过气动特性计算与转速特性仿真，对比研究了转速调节片偏折角度参数、长度参数与数目参数三项设计要素的设计效果，得出了其设计方法与步骤。研究结果表明，转速调节片的设计是综合弹体结构、气动与总体设计的一项系统工程。     

模糊控制在飞航导弹自动控制系统中的应用

研究模糊控制在飞航导弹自动控制系统中的应用,首先对自动控制系统的整体结构进行分析,然后在导弹姿态控制回路中应用模糊控制理论设计模糊控制器,用于对导弹姿态运动实施控制,进而设计仿真模型,通过仿真实验展示该控制器良好的品质,验证设计的正确性及将模糊控制理论应用于飞航导弹自动控制中的可行性和有效性,为模糊控制与导弹传统控制及其它非线性控制理论相结合,以进一步提高导弹控制系统性能奠定基础。     

利用通用自适应控制结构设计导弹自动驾驶仪

为了使导弹具有很高的命中精度,导弹自动驾驶仪的设计,利用自适应广大义预测控算法对其俯仰通道的阴尼内回路和加速度回路同时进了了设计,控制导弹根据导引指令快速地给出相应的法向过载.通过对几种典型条件下的系于一些不确定性影响(未建模动态、气动参数浮动和量测噪声干扰)具有典型的抑制作用.     

导弹气动弹性稳定性分析

以某导弹为例,从颤振和气动伺服弹性两方面对导弹气动弹性稳定性进行了分析研究.在颤振分析中,开展了全弹结构动特性计算,采用超声速偶极子格网法计算了高超声速非定常气动力,对导弹部件和全弹进行颤振计算分析,对空气舵舵系统刚度设计提出了要求.在气动伺服弹性稳定性分析中,建立了导弹俯仰通道气动伺服弹性运动方程,采用Nyquist方法分析了闭环系统的稳定性和稳定裕度.     

基于FLUENT的某型空空导弹空气动力分析

FLUENT是目前功能最强大、适用范围最广、国内使用最多的CFD软件之一;对某型空空导弹建立了适当模型,并对其进行了非结构化网格划分;在不同舵偏角下,利用FLUENT软件对导弹模型气动力参数进行了计算。为导弹的控弹道计算提供有力的依据。     

空空导弹反作用侧向力/气动力复合控制系统设计

建立了具有反作用侧向力／气动力复合控制的空空导弹动力学模型,采用全程滑态变结构模型跟踪理论分别设计了导弹俯仰通道气动力控制子系统和反作用侧向力控制子系统。数字仿真结果表明,与单独气动力控制相比,这种复合控制方式可以显著提升导弹响应的快速性和导弹的机动能力。     

运载器铝头罩分瓣分离性能研究

用线型铅管聚能切割索实现运载器铝头罩分瓣分离,能否满足为导弹及时让开飞行通道的指标要求,是运载器头罩设计的关键问题之一。采用数值计算和性能试验的方法研究了头罩的分离性能。结果表明：理论计算值与试验实测数据基本相符,可以作为头罩分离性能是否满足指标要求的依据。     

Deflectable Nose Control for Bank-to-Turn Missile

It is an innovative try to control hypersonic bank-to-turn missiles using the deflectable nose and flaps. The higher control efficiency, faster response, better stability and compactness of the nose control are shown by comparing the deflectable nose control with the normal tail fin control. A mathematical model of the missile, which is time-varying, nonlinear and strong coupling, is establihsed by multi-body dynamics to be used for designing the controller. A rohust controller of deflectable nose control is designed by variable structure control theory, selecting sliding mode surfaces with tracking error and its integral function, and considering parameter disturbance of the model. The simulation results show the controller can response quickly and track precisely. The deflectable nose control is proper for the bank-to-turn missile.     

导弹超声速飞行横向气动载荷估算系统

导弹飞行中横向气动力载荷的计算一般采用有限元分析软件的数值计算方法,尽管其计算结果具有较高的精度,但耗费了大量的计算时间,不能较好地满足方案论证阶段对设计快速响应的需求.在原有横向气动载荷工程算法的基础上提出一种估算系统,并对其原理和结构组成进行详细的阐述.最后通过实验表明该系统能够与有限元分析软件的计算结果较好吻合,满足工程实际应用的需要,从而为横向气动力载荷的快速估算提供一条途径.