非圆截面导弹气动力估算方法研究

从位势理论出发 ,引用小扰动细长体理论中的部分思想 ,建立了任意截面弹体法向气动力的工程估算方法 .通过对已有的圆截面弹体气动力进行与截面形状相关系数修正 ,很方便地得到任意非圆截面弹体气动力特性 .该方法与部件空气动力学求解机翼气动力方法结合 ,可以预测任意截面导弹的气动力特性 .     

非圆截面形状弹体法向气动力估算方法

文中引入附加质量,附加表面积的概念,提出了基于细长休理论的非圆截面（矩形、正方形、三角形等）弹体法向气动力工程做算方法,并对此方法进行了验证,计算结果和风洞试验值比较,法向力系数计算误差在10％以内,说明本方法可以在工程初步估算时应用。     

非圆截面飞航导弹弹体动力学特性分析

相对于常见的圆截面弹体的动力学特性分析而言,非圆截面弹体的动力学特性,特别是侧向的稳定性和操纵性分析有其特殊之处.本文研究了具有非圆截面弹体和大升阻比气动外形的某类型飞航导弹的动力学特性,对研究方法进行了尝试,对结果给出了讨论.     

非圆截面飞航导弹弹体动力学特性分析

相对于常见的圆截面弹体的动力学特性分析而言。非圆截面弹体的动力学特性，特别是侧向的稳定性和操纵性分析有其特殊之处。本文研究了具有非圆截面弹体和大升阻比气动外形的某类型飞航导弹的动力学特性，对研究方法进行了尝试，对结果给出了讨论。     

导弹DATCOM:用部件组合法预计常规导弹的气动力

本文综述了导弹DATCOM计算机程序用于常规导弹的预计准确度和能力。本文综述的部件组合法是一种理论、半经验和经验方法的混合,是从一千多次计算与实验数据的比较后精选出来的,是一种在外形适用范围、准确度和使用成本之间的平衡产物。已经证明,这些方法对所考察的86％的外形及飞行条件来说,能提供初步(方案)设计可接受的准确度。明确了预计/试验不一致的范围。     

非圆截面弹体侧向动力学特性分析

相对于常见的圆截面弹体的动力学特性分析而言,非圆截面弹体的动力学特性分析有其特殊之处;而对于飞航式导弹其侧向的动力学特性分析方法与一般的弹道式导弹相比较为复杂。本文研究了具有非圆截面弹体和大升阻比气动外形的某类型飞航式导弹的侧向动力学特性,对研究方法进行了尝试,对结果给出了讨论。     

导弹气动力系数的一种计算方法

主要研究在大攻角下,气流分离现象所产生的非线性项对法向力系数和俯仰力矩系数的相互影响及其计算程序。通过实例证明,该方法及程序有较好的工程实用价值。     

非圆截面布撒器发展及装备现状

首先简要概述了布撒器武器,随后介绍了世界上几种典型非圆截面布撒器的发展,并对其装备情况进行了概括。     

矩形截面弹体法向气动力计算方法

对Jorgensen非圆截面弹体的计算公式进行了验证，推导出适合于矩形截面弹体的计算公式，并对两个具体外形进行了计算。计算结果和风洞实验结果比较，法向力系数误差在10％以内．可用文中所发展的方法进行矩形截面弹体的气动特性预估。     

非圆截面弹身绕流流场数值仿真

非圆截面弹身由于其气动特性的复杂性,用基于细长体理论和横流理论的工程估算方法难以得到满意的计算结果。本文用数值模拟计算的方法计算了马赫数为3,攻角范围α=0°-20°状态下的一组非圆截面弹身的气动特性,特别是升力、升阻比特性。通过分析提出了设计建议。     

非圆截面弹体侵彻混凝土靶试验与仿真研究

为研究非圆截面弹体对混凝土靶的侵彻问题,利用30 mm滑膛炮发射平台,开展圆截面、椭圆截面和矩形截面弹体在(400～1 000)m/s速度范围内垂直侵彻混凝土试验研究,得到有效的侵彻深度数据,分析弹体动态响应及靶体的破坏特征,验证非圆截面弹体在一定条件下的相对侵彻优势。基于LS-DYNA动力学软件,建立3种不同截面类型弹体侵彻混凝土有限元模型,研究弹体侵彻过载、开坑大小和弹体抗弯强度等问题。结果表明:相对于圆截面弹体,两种非圆截面弹体的侵彻深度均有提升;由于弹体截面形状的改变,造成混凝土受力状态和破坏机理的变化是非圆截面弹体侵深提高的原因。     

导弹气动力／侧向推力混合控制特性研究

建立了具有气动力和侧向推力混合控制的导弹动力学模型。提出了将控制系统分成控制律和复合逻辑两部分进行设计的方法，并分析了姿控发动机到导弹质心距离对控制效果的影响。     

导弹气动力/侧向推力混合控制特性研究

建立了具有气动力和侧向推力混合控制的导弹动力学模型,提出了将控制系统分成控制律和复合逻辑两部分进行设计的方法,并分析了姿控发动机到导弹质心距离对控制效果的影响.     

非圆截面云雾爆炸超压场数值模拟

为研究非圆截面云雾爆炸超压场的分布特性,用LS-DYNA程序对云雾爆炸超压过程进行了数值模拟,将数值模拟超压值与试验超压结果进行了对比,得到了0°、90°、135°和180°共4个方向的峰值超压随距离的变化规律,以及不同起爆高度对超压场分布的影响。结果表明,试验中起爆云雾呈椭球形爆轰火球。4个方向在距离爆炸中心5 m处的峰值超压为2.9~5.2 MPa。在距离爆炸中心5~50 m范围内,地面冲击波轨迹呈椭圆形。冲击波在90°方向的传播速率最小。当起爆高度由0.5 m增加至2.5 m时,5~15 m范围内的地面峰值超压平均提高了8%。     

气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪设计研究

直接力控制是提高导弹末端机动过载和快速响应能力的关键技术之一,采用气动力/直接力复合控制能有效地减小导弹在攻击高空目标时因空气舵效率下降而造成的脱靶.本文提出了三种不同的气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪结构,分别对三种不同复合控制器结构进行了设计与仿真,验证了复合控制导弹的性能,并对三种不同的控制器结构进行了对比分析,为气动力/直接力复合控制器设计提供了理论依据.     

两种非圆截面弹芯的侵彻性能研究

对两种同长度、同质量、同密度的非圆截面弹芯的侵彻性能进行了研究。结合弹芯侵彻靶板试验,建立了三维有限元计算模型。为了分析弹丸侵彻过程中一些重要参数变化规律,计算了不同初始速度时弹芯的侵彻深度,并给出随入射角不同,两种截面弹芯侵彻靶板莳深度变化。计算结果表明：在相同条件下侵彻深度随速度的增加而增大;相同速度下侵彻深度随入射角的增大而减小,在角度增大到某一定值时子弹跳飞。数值结果与试验结果吻合较好。对非圆截面弹芯的设计有一定的参考价值。     

气动力/直接力复合控制导弹自动驾驶仪设计研究

直接力控制是提高导弹末端机动过载和快速响应能力的关键技术之一，采用气动力／直接力复合控制能有效地减小导弹在攻击高空目标时因空气舵效率下降而造成的脱靶。本文提出了三种不同的气动力／直接力复合控制导弹自动驾驶仪结构，分别对三种不同复合控制器结构进行了设计与仿真，验证了复合控制导弹的性能，并对三种不同的控制器结构进行了对比分析，为气动力／直接力复合控制器设计提供了理论依据。     

防空导弹直接侧向力与气动力复合控制技术综述

介绍了防空导弹直接侧向力与气动力复合控制技术(以下简称复合控制技术)相关概念与特点,系统地分析了姿态控制方式和轨道控制方式,并对复合控制的关键技术进行了归纳总结.最后分析总结了复合控制技术研究中存在的问题及其未来可能的发展方向和趋势.