高空条件下远程弹箭的弹道特性计算分析

为研究高空条件下远程弹箭的弹道特性,基于稀薄气体动力学的分子运动论初步推导了远程火箭在高空稀薄气体中的阻力系数表达式,计算分析了在稀薄气体中阻力系数随马赫数和攻角的变化.提出了远程弹箭的弹道计算中应考虑高空稀薄气体的影响,全弹道阻力系数应兼顾稠密大气与稀薄大气中的阻力系数结合使用.计算结果表明,当攻角与马赫数相同时,阻力系数随着弹道高度的增加而增大,稀薄空气中阻力系数大于稠密空气中阻力系数,采用稠密大气与稀薄大气数据结合使用的阻力系数计算得到的射程小于完全采用稠密大气中阻力系数计算得到的射程.     

平流层气象探测火箭载荷释放时间预测方法

为精确预测平流层气象探测火箭在卫星导航接收系统工作异常情况下的探测载荷释放时间,在高空稀薄空气条件下,分析弹道顶点高度、速度及下降时间与火箭下降段动压之间的关联,建立了利用火箭上升段海拔高度、速度及弹道倾角预测弹道顶点参数的模型,对弹道顶点速度及高度进行预测。经计算得到了火箭自弹道顶点下降至满足减速系统开伞动压的延时时间表,以及弹道顶点速度及海拔高度预测数值表,将预测数值表按弹道倾角维进行拟合,可以有效压缩表格数据容量。利用数值表插值计算实现了载荷释放时间的准确预测,具备工程应用条件。     

THAAD导弹助推段大机动弹道仿真及研究

针对美国THAAD导弹在发射初期所进行的大机动飞行,从能量管理的角度分析了其弹道设计的作用,并从气动特性、弹道建模、参数分析等方面展开了较为系统的研究。首先使用流体力学分析软件计算出导弹的气动特性,并建立了螺旋弹道几何模型,通过计算不同螺旋半径下导弹的侧滑角变化,为螺旋半径的选取范围提供依据;然后针对助推段弹道进行批量仿真,采用总攻角计算气动阻力;最后分析了导弹在不同的螺旋半径下所具有的能量耗散作用。仿真结果表明,THAAD导弹发射初期采用大机动飞行的能量耗散作用最大可以达到80%左右。     

尖化前缘局部稀薄气体效应对气动热影响研究

为了研究尖化前缘局部稀薄气体效应对气动热环境的影响,对飞行器尖化前缘外形进行测热试验,获得了3种小尺寸前缘半径尖化前缘中心线热流分布规律,同时采用高空稀薄过渡区的气动热环境计算方法开展局部稀薄气体效应的研究。研究结果表明,当飞行器高度增大或局部尺寸减小时会出现稀薄气体效应,需要采用桥函数进行稀薄过渡区的热环境预测,以便更加准确地评估稀薄气体效应对气动热环境的影响。     

考虑气动干扰的导弹内埋式发射弹道研究

针对导弹从内埋武器舱发射后受到复杂气动干扰对初始弹道和自控终点散布产生影响的问题,研究了计算流体力学(CFD)与六自由度方程联合数值仿真方法,建立了载机和导弹的计算模型,编写了弹道程序,基于动网格技术,准确模拟了导弹的运动过程,获得了在发射初始无控段导弹的受力、位移和姿态角等参数,并为有控弹道自控终点散布仿真提供初始条件。仿真结果表明,气动干扰对内埋导弹发射后初始弹道和自控终点纵向、侧向散布影响明显。该研究可解决导弹气动与运动紧密耦合的问题。     

基于气动耦合的导弹适配器初始分离弹道数值分析

为了准确预测与导弹分离后导弹适配器的初始分离弹道,使用基于局部重构方法的动网格技术,将适配器的运动与流场的变化耦合。通过CFD方法实时求解适配器飞行过程中的气动载荷,并对适配器的六自由度运动微分方程进行求解。使用基于尺寸函数的局部重构方法对适配器周围网格进行更新。通过数值计算得到了适配器在初始分离弹道阶段的气动载荷系数曲线,以及适配器的分离速度、角速度曲线和分离飞行轨迹,并与试验结果进行了对比,两者高度一致。结果表明,在分离初速的作用下,适配器与导弹的距离逐渐增大,在气动力作用下适配器发生偏转,直到初始分离弹道结束适配器未与导弹发生碰撞。     

导弹和航天运载器上升阶段的气动加热

本文介绍了大型导弹和航天运载器在上升阶段的气动加热计算方法,内容包括:气动加热计算的依据(飞行器几何形状、大气参数和弹道参数)、无粘流场计算、传热系数计算和壳体温度计算等。本文介绍的方法可以成功地用来预示上升段的气动加热。     

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。     

基于工程快速计算方法的高超声速高升阻比飞行器气动特性研究

基于工程快速计算方法研究了高超声速高升阻比飞行器过渡流区气动特性.首先应用一与所研究飞行器相近气动布局作为验证外形,对连续流区牛顿类高超声速工程快速计算方法在高超声速高升阻比飞行器上的计算精度进行了评估.研究表明,高超声速工程快速计算方法在其应用范围内,对高超声速高升阻飞行器的气动特性具有较高的预测精度,可以满足工程设计需要.最后,在连续流区使用同样的计算方法,同时考虑高空稀薄气体效应,通过所建立的桥函数给出了所研究高超声速高升阻比飞行器过渡流区的气动特性.     

鸭式制导炮弹气动布局参数设计方法研究

针对一对鸭舵的制导炮弹,提出采用模糊综合评判方法进行气动布局参数设计.选用一套气动力快速估算方法计算了制导炮弹的气动特性,分析了气动布局参数对气动特性的影响;建立了有控弹道模型,并在一定控制模式下对有控弹道特性进行了分析;综合考虑有控弹道设计的各项指标,应用模糊综合评判模型对气动布局参数进行了合理设计.算例结果表明,该设计方法具有良好的实用性和通用性.     

超声速弹丸高空流场数值模拟与稀薄气体效应研究

利用直角坐标网格技术研究高超声速稀薄气体流动的DSMC模拟方法,编制了高空弹丸外流场数值模拟通用计算程序,将本方法的计算结果与有关文献中公布的理论模型数据进行了对比,验证本方法的正确性。模拟了稀薄流下不同海拔高度尖拱型弹头和其他外形弹头的在超声速来流中的流场,并推广至不同外形弹头气动受力情况的计算,研究其稀薄效应。分析比较发现了随着海拔高度的升高,稀薄效应使弹丸的激波层厚度增加,外部流场压缩性减弱,表面的热流密度有所降低。相比于尖拱型弹头,钝头弹丸在驻点处所受的压力较小,尾部较强,符合高超声速飞行器钝头弹体的受力规律。     

超音速伞-弹系统三维有风弹道计算方法研究

通过分析摩擦层的大气运动特点，建立了中低空风场随高度的分布函数，分析了伞-弹系统从超音速初始状态减速到稳态过程中的受力环境，并推导了其三维动力学运动方程；以自由下落悬浮式侦察弹为实例，利用相关软件对在三种典型工况下的伞-弹系统有风弹道及无风弹道进行了仿真，并与该系统的实测弹道进行了对比，仿真结果具有较高的可信度，从而验证了该计算方法的可行性与实用性，可为同类问题的弹道设计提供参考。     

遗传算法在导弹气动参数辨识中的应用

战术导弹气动参数辨识是飞行器气动参数辨识的一个重要分支。文章利用极大似然准则,采用遗传算法对导弹气动参数进行离线辨识,此算法避免了传统辨识方法可能出现的数值问题,使辨识准确性明显增强。最后给出了该结果的仿真试验。     

简谈中、小型制导弹药舵机的发展现状

为实现常规武器的精确制导,依据中、小型制导弹药舵机的发展现状,对舵机系统进行探讨。阐述制导 弹药舵机系统主要构成模块,介绍影响舵机在制导弹药制导过程中的因素,结合舵机的国内外发展现状,列举目前 典型的舵机和相关参数,得出气动舵机和电动舵机的应用特点及发展趋势。应用结果表明,对弹载舵机在制导弹药 领域的研究可以提高制导弹药的精确性。     

中低轨红外预警弹道估计及精度分析

解决了在一颗中低轨预警卫星的条件下的导弹定位和弹道估计问题,主要以自由段弹道方程式为模板,与观测数据作匹配得到导弹初始观测点参数,确定整个弹道.通过精度分析和仿真实验,证明方法的有效性和可行性.     

助推-滑翔式导弹总体参数设计方法初探

以两级固体推进剂火箭发动机助推、弹头直接入轨,而后全程在大气层内滑翔飞行的助推-滑翔式导弹为研究对象,对导弹总体参数设计进行研究,给出一种适用于助推-滑翔式导弹的总体参数设计方法。根据助推-滑翔式导弹的弹道特点,通过分段分析弹道特性,推导出导弹总体参数与关机点理想速度间的关系式。通过仿真分析,建立滑翔起点参数与关机点参数间的关系模型;考虑平衡滑翔条件,得到滑翔射程公式。基于以上公式和模型,给出助推-滑翔式导弹射程与关机点参数之间的解析关系,初步建立了助推-滑翔式导弹总体参数的设计方法。     

亚音速飞行器往复式滑翔增程弹道设计

为增加亚音速巡航导弹的有效航程,提出一种往复式滑翔增程弹道方案。基于已有的气动参数建立水平直飞巡航弹道与往复式滑翔巡航弹道模型,对比分析2种弹道方案的有效航程及其特性,从能量守恒角度出发研究往复式滑翔的增程原理。进一步研究初始飞行马赫数、初始弹道倾角以及初始飞行高度对往复式滑翔弹道增程特性的影响。研究结果表明:往复式滑翔弹道能够有效增加导弹航程,相比于常规水平直飞弹道的最大飞行距离,往复式滑翔弹道的增程效率达到100.42%; 在往复式滑翔弹道能够成功的前提下,初始飞行马赫数越大,初始弹道倾角越小,初始飞行高度越低,往复式滑翔弹道的增程效率越明显。     

反导仿真弹道计算方法

在分析发射坐标系下来袭导弹的发动机推力、重力和空气动力的基础上,建立了反导仿真过程所需的相关参考坐标系下弹道导弹各飞行段(主动段、被动段和再入段)较为精确的弹道计算模型,研究了导弹来袭仿真、预警探测仿真和来袭导弹弹道预报等过程之间的信息流传递.该研究成果已应用于仿真试验并得到了试验验证,结果表明该方法对反导仿真系统的构建具有重要的指导意义.     

基于调制函数的导弹弹体模型辨识

针对动力系数法计算弹体传递函数受小扰动假设约束的问题,文中提出了一种新的基于Hartley调制函数和最小二乘的导弹弹体模型辨识方法,通过阶跃、方波等信号的输入响应辨识了某型反坦克导弹的滚转通道和俯仰通道传递函数模型,并在六自由度弹道仿真模型中得到验证。结果表明:该方法得到的弹体模型比通过动力系数计算得到的模型更为准确,且不受小扰动假设约束,可以广泛应用于轴对称弹体。