高速箭弹滚转气动特性

为提高尾翼弹射击精度,对高速箭弹滚转气动特性进行研究。建立火箭弹简化模型,对不同翼片斜置角 的火箭弹进行数值模拟,采用有限体积法对空间进行离散,通过多参考系模型模拟火箭弹的定常旋转,得出火箭弹 的滚转阻尼力矩导数和平衡转速,并分别对有、无旋转条件下的气动特性进行分析。计算结果表明：火箭弹升力系 数随攻角的增大而增大,随翼片斜置角的增大变化不大;滚转阻尼力矩导数在高空时会骤减,平衡转速随着马赫数 的增大而增大。     

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.     

弹丸锥形运动对半捷联稳定平台稳定性的影响分析

为解决弹丸锥形运动的存在导致半捷联稳定平台摆动角速率增大的问题,对带动稳定平台发生摆动的轴承摩擦力矩变化规律进行分析。以SKF轴承摩擦力矩计算模型为基础,用龙格库 塔法对弹丸锥形运动情况下的轴承摩擦力矩进行仿真,结合文献［1］分析的稳定平台工作原理得到锥形运动情况下半捷联稳定平台摆动角速率的理论值。为了对理论分析验证,进行了地面半物理试验,将试验数据与理论仿真数据的频谱分析结果对比,发现二者都存在频率与幅值相一致的高低频段角速率,且低频角速率的频率恒定,高频角速率的频率与弹丸滚转角速率的频率一致。从而说明半捷联稳定平台摆动角速率的增加是由于弹丸锥形运动导致稳定平台俯仰角以及轴承所受压力发生变化,引起轴承摩擦力矩随弹丸滚转角速率同频变化,最终使稳定平台叠加高频角速率所致。     

弹箭滚转姿态地磁测角仪的卡尔曼滤波算法

为降低地磁测角仪测量地磁场矢量信息解算弹箭滚转姿态角误差,文中运用卡尔曼滤波算法对弹体滚转角进行估计.通过对火箭弹滚转角速度变化规律的分析,用二阶近似表达弹体滚转运动规律作为卡尔曼滤波算法的系统方程,以磁场强度与数字量输出之间的非线性关系作为卡尔曼滤波算法的量测模型.通过实验仿真分析结果表明,滤波所得弹体滚转角、滚转角速度精度满足弹道修正弹要求,可用于弹道修正弹药被动段的弹道控制.     

鸭舵后掠角对火箭弹尾翼的滚转性能研究

根据具有较大翼面的鸭式布局火箭弹难以进行滚转控制的特性,文中采用数值流体力学分析手段,建立鸭式布局火箭弹外流场模型,仿真分析了鸭舵滚转效应产生机理、鸭舵下洗对尾翼气动耦合规律以及后掠角对火箭弹滚转性能的影响.仿真结果表明由于鸭舵下洗作用,在尾翼上诱导出一个舵控方向相反的滚转力距,使滚转控制能力降低甚至反效;在后缘后掠角x≠0°时,随着后缘后掠角的减小火箭弹的滚转控制能力基本不变.     

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。     

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.     

基于章动运动理论的火箭弹锥形运动稳定性分析

基于自旋弹体短周期力矩投影的动力学方程,建立了以弹体摆动章动角和进动角为变量的弹体锥形运动的非线性数学模型,通过引入广义章动角及进动角速率,使难以用解析手段处理的非线性模型转换成可解析的一般模型。根据线性化模型分析了弹体章动及进动运动的相互关系,给出了自旋弹体章动运动稳定性条件。对非线性模型,研究了章进动运动对弹体锥形运动极限环的作用,给出了弹体锥形运动稳定时自旋弹体章动角度及进动角速度应满足的解析关系。     

尾翼稳定火箭弹高原姿态运动规律研究

在分析高原环境对火箭弹弹道特性影响的基础上,建立了火箭弹姿态运动微分方程,对火箭弹高原姿态运动规律进行了理论分析。结合平原、高原姿态试验测试数据的分析验证,确定了尾翼稳定火箭弹高原姿态运动规律及其成因。试验结果表明,由于高原空气密度大幅降低,马格努斯力矩的作用效果增大,在大射角射击时,火箭弹在主动段结束后摆动角快速增大,并保持在大攻角作锥摆运动。为建立高原弹道模型,掌握高原弹道飞行规律,提高武器装备高原射击精度提供了理论参考。     

火箭弹发射试验锥形运动稳定性分析

由于舵翼面安装误差、发动机推力偏心及各种随机扰动的综合影响,火箭弹有可能出现较大幅度并发散的锥形运动导致试验失败.文中通过锥形运动的机理分析,提出当纵横向运动频率接近或交叉且弹体振荡幅度较大时才会出现锥形运动发散.仿真结果表明,通过火箭弹纵横向运动频率及振荡幅度的数学仿真,可给出舵翼面安装误差及发动机推力偏心的控制要求.     

Analysis on Stability of Coning Motion of Rockets Based on Nutation Theory

A nonlinear mathematic model taking the nutation and precession angles as variables for the coning motion of projectile was established according to a short period moment projection of the spining projectile. By introducing the generalized nutation angle and precession angular speed, the model that is difficult to be resolved can be transformed to a resolvable one. The interrelationship between nutation and precession was analyzed based on the linear model, and the stability condition was obtained for the spinning projectile. For the nonlinear model, the effects of the nutation and precession on the limit circle of the projectile's coning motion were investigated, and the analytical relations between the nutation angle and the precession angular speed in the steady coning motion of the spinning projectile were given.     

随动推力作用下柔性自旋飞行器横向振动响应及失稳分析

针对柔性自旋飞行器动力学问题,考虑结构自身旋转作用,建立计入陀螺力矩及随动推力影响的运动方程,研究系统的动力学响应问题。将柔性自旋飞行器简化为非均匀转子结构,采用剪切变形对轴向位移有影响的Timoshenko梁模型,计入了陀螺力矩及随动推力的影响,基于有限元方法建立了运动方程,分析了质量偏心力作用下转速和推力对系统动力响应的影响以及结构失稳的情况。分析结果表明：随动推力的增加会减小系统的刚度和临界转速;激振频率等于系统临界转速频率时系统发生共振;推力达到或超过临界推力将导致系统失稳;转速的增加会降低系统的临界推力值;结构的非均匀性对系统的临界转速和临界推力造成很大影响。     

推力和阻力作用下柔性自旋飞行器稳定性分析

针对柔性自旋飞行器动力学问题,开展了在推力和阻力作用下动力稳定性研究。柔性自旋飞行器简化为非均匀、自由-自由的Timoshenko回转梁模型,基于转子动力学理论和有限元方法,考虑陀螺效应,在瞬态坐标系下建立了推力和阻力作用柔性自旋飞行器的横向振动方程。在平均轴系和瞬态坐标系下分别从自旋转速、推力和阻力3个方面,分析了自旋飞行器动力稳定性和横向振动响应效应。研究结果表明：在瞬态坐标系下,阻力能够提高自旋飞行器稳定性,自旋转速不改变失稳区域;与之相反,在平均轴系下,阻力能够降低自旋飞行器稳定性,使临界推力和临界转速减小;自旋转速能够增大失稳区域,使静态失稳变为动态失稳;转动惯量和剪切效应能降低系统稳定性,相比于转动惯量,剪切效应影响更大,特别是对2阶频率影响。     

寻的制导旋转导弹比例导引

导弹的旋转会引起俯仰和偏航通道的交叉耦合作用,因此旋转导弹比例导引参数设计不当将引起弹体以锥形运动形式发散,导致脱靶量增大。针对一种寻的制导的单通道控制旋转导弹,推导了包含耦合作用的制导、控制和动力学方程,分析了比例导引视线角速度收敛条件、最优导航比以及导引关系对脱靶量的影响。指出在旋转条件下,导引头相位延迟导致更大的比例导引系数才能使得视线角速度收敛,同时最优导航比增大。视线角速度提前发散使得弹体成锥摆状态飞行,进而导致脱靶量增大。案例数值仿真表明,随着转速增加,脱靶量呈指数形式增大,因此,必须限制最大转速,并根据转速选择合理的导航比。     

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...     

一种扫描式六象限激光探测系统弹目交会算法研究

针对某旋转式火箭弹定向战斗部定向探测与起爆控制系统,分析了扫描式六象限激光探测系统的构成和工作原理,提出了由激光束螺旋角计算弹体转速的方法,建立了弹体转速数学模型、弹目相对运动方程及相互间的迭代解耦算法,并编写Fortran程序进行仿真。仿真结果表明,建立的交会算法可以计算得到弹体转速、弹目相对运动速度、目标脱靶量、最佳起爆延迟时间、最佳起爆方位角等参量,且误差分析显示探测方位角误差满足定向战斗部的方位探测精度要求。     

大长径比自旋弹箭横向自振特性的有限元计算方法与结果分析

本文研究大长径比自旋弹箭在飞行时横向振动的自振特性。本文将转子动力学应用于弹道学 ,采用有限元法 ,建立自旋弹箭横向振动自振特性方程。同时给出了计算方法。利用该方程和该方法 ,开发了相应的计算程序。通过数值计算 ,可给出细长旋转弹箭飞行时的进动转速和临界转速 ,以及相应的位移和角度振型。利用该程序 ,进行了实例计算和分析。