鸭式与正常式导弹滚转特性数值研究

为研究不同气动布局导弹滚转特性。采用三维雷诺平均N-S方程组,对正常式和鸭式布局导弹在非对称姿态流场进行数值模拟。研究了这两种布局形式的滚转力矩变化规律、翼剖面压力分布差异和舵翼面流动相互干扰等。经数值模拟表明,造成这两种布局在非对称姿态下舵面偏转进行滚转控制时不同布局导弹滚转特性差异的原因在于:舵面偏转后在翼面产生非对称洗流,导致翼面诱导滚转力矩不同所致。     

简易制导弹滚转控制研究

研究了鸭式布局简易制导弹的滚转控制方案,在对固定尾翼弹滚转控制进行分析的基础上提出了一种自适应式自旋尾翼设计方案,实现了可根据转速自适应改变尾翼滚转控制方式的结构布局。分析了自适应自旋尾翼自动解锁的原理与可行性,通过对固定尾翼与自旋尾翼滚转气动特性进行比较,表明了用鸭舵可实现对自旋尾翼弹滚转的有效控制。对全弹道进行了弹体转速的仿真计算,得到了理想的滚转控制性能。     

超远程制导炮弹滚转控制特性数值模拟

以三维N—S方程为出发方程，采用S—A湍流模型，对超远程制导炮弹的绕流场进行了数值模拟，研究鸭舵不能进行滚转控制的机理。数值模拟结果表明。对于固定尾翼鸭式布局导弹，当鸭舵做副翼偏转进行滚转控制时，在尾翼上产生数值很大的反向诱导滚转力矩。使鸭舵难以进行滚转控制。通过分析提出了鸭舵不能进行滚转控制的解决措施。     

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.     

鸭舵位置参数对弹箭滚转特性的影响

采用数值模拟方法,研究了一尾翼固定的鸭式布局弹箭舵尾间距以及鸭舵安装位置对滚转特性的影响。分析了其流场特性与气动特性,结果显示,固定尾翼鸭式布局弹箭的舵尾间距对滚转控制特性有较大的影响,且舵尾间距越小,鸭舵下洗诱导尾翼产生反向滚转力矩越大,鸭舵滚转控制效率越低; 鸭舵安装位置对滚转特性亦有较大的影响,安装在圆柱段上较安装在圆锥段上,其滚转力矩系数在跨音速得到提升,在亚音速和低超音速都有所下降,超音速时几乎不变。     

飞行器滚转尾翼设计

采用自由滚转尾翼技术是解决鸭式布局导弹横滚控制的有效途径,针对某试飞器助推飞行段需求,设计了一型滚转尾翼.试验结果表明,滚转尾翼设计合理,性能良好,成功用于飞行试验.     

旋转尾翼鸭式布局导弹数值模拟

通过数值方法求解三维非定常N-S方程组,对旋转尾翼鸭式布局导弹绕流流场进行了数值模拟。研究了时间步长、旋转角速度对导弹气动特性的影响,并比较了与准定常计算结果的差异,重点分析了尾翼旋转的滚转控制特性。数值计算结果表明:尾翼旋转对纵向气动特性影响较小,对横向气动特性影响较大,滚转力矩随转速的增大而增大;尾翼旋转可以有效提高鸭式布局导弹的滚转控制能力。     

制导炮弹滚转控制系统设计

某鸭式布局的制导炮弹,采用自旋尾翼的方式可实现鸭舵对弹体的滚转控制。基于小扰动假设推导出制导弹滚转运动的扰动方程,分析了滚转运动特性及鸭舵偏转对滚转运动的影响,建立了相应的滚转运动稳定回路模型,回路中滚转控制用比例微分(PD)控制方式来实现。采用Matlab/Simlink软件建立了制导弹滚转控制的仿真模型,根据系统的性能要求用Simulink中的Simulink Response Optimization模块对控制系统进行了优化设计。结果显示弹体滚转位置0.2s可以控制到位,设计结果较好地满足了滚转控制系统品质指标的要求。     

有自由旋转尾翼制动转矩系统的遥控鸭翼弹

为了确定十字形固定尾翼和自由旋转尾翼鸭式导弹的超音速静态气动特性,进行了风洞实验研究。用一个电磁制动系统研究了自由旋转尾翼的机械耦合效应。这种电磁制动系统能够用连续测量尾翼对弹体的滚转力矩和尾翼旋转速率的方法,提供尾翼随机制动转矩。研究结果表明:采用自由旋转尾翼的布局可以减小和线化由于鸭翼偏航控制所产生的诱导滚转力矩,并且可以消除固定尾翼鸭式导弹特有的鸭翼滚转控制逆转现象。实验数据表明,适当选择支承摩擦力的大小, 就可以使自由旋转尾翼式的鸭翼导弹获得令人满意的气动特性,其中包括减小不利的滚转力矩和降低尾冀的自旋速率。     

鸭式气动布局单通道控制滚转导弹转速设计

为研究鸭式气动布局单通道控制滚转导弹转速设计问题,通过分析弹体动力学特性,得到导弹增益随控制力频率的变化规律,据此确定了控制力频率与弹体固有频率之间的最优比值关系;通过分析攻角与控制力所产生的法向加速度之间的相位关系,解释了上述最优比值关系产生的物理原因.基于所得到的最优比值关系设计导弹转速,可使弹体对周期变化控制力的滤波效果达到最好.通过数学仿真验证了分析结果的正确性.     

旋转体制下鸭式布局弹箭正弦打舵气动特性分析

为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律; 采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论:鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。     

非对称×形折叠翼巡飞弹气动特性数值研究

为了研究非对称×形折叠翼巡飞弹的气动特性,在保证弹径、弹长、舵翼的弦长和暴露展长相同的情况下,分别开展了对称×形折叠翼气动布局与非对称×形折叠翼气动布局巡飞弹气动特性的数值模拟,对比了两者侧向力系数、滚转力矩系数、升力系数以及阻力系数,发现与×形翼气动布局相比,非对称×形折叠翼气动布局产生了侧向力与滚转力矩。进一步分析了非对称×形折叠翼气动布局产生侧向力与滚转力矩的原因。结果表明：在亚音速条件下,非对称×形折叠翼气动布局的升力系数与阻力系数随着攻角和马赫数的增大而增大;非对称×形折叠翼气动布局由于舵翼沿着弹身是非对称布置的,导致了非对称的气动干扰,从而产生了侧向力和滚转力矩。非对称×形折叠翼气动布局的侧向力系数随着马赫数的增大而增大,随着攻角的增大呈现先增大后减小再增大的趋势,滚转力矩系数随着攻角和马赫数的变化较为复杂。     

无翼/舵布局导弹小载荷滚转力矩测量研究

为准确测量无翼/舵布局导弹由于安装电缆罩等凸起物所产生的小载荷滚转力矩,并给布局选型和姿态控制提供依据,提出了一种应用于风洞试验的高精度滚转力矩测量技术,利用机械轴承支撑试验模型,承受除滚转力矩外的其它载荷,专门设计了“米”字梁结构的高精度单分量天平测量滚转力矩,并利用自动滚转尾支撑机构获得模型不同滚转角下的滚转力矩。风洞试验结果表明,该技术与常规天平测量技术相比,滚转力矩测量精度大大提高,具有较高的实用性和经济性。     

一类滚转弹的补偿解耦方法

由滚转产生的舵机空间耦合传递函数得出控制力矩偏转角;按动态特性差异分别分析了马格努斯力矩、陀螺力矩,得出了弹体稳态情况下的响应力矩角偏差,对控制力矩偏转角度进行了指令补偿解耦,可以获得期望的控制效果.研究表明,引入阻尼回路补偿可以大大削弱陀螺效应产生的快速振荡现象,结合稳态解耦方法可以达到较好的控制精度.     

反安定面展弦比对近距耦合鸭式布局导弹气动特性影响的数值研究

本文采用数值模拟方法研究亚音速和超音速条件下,反安定面展弦比对双鸭式布局导弹的近距耦合效应的影响。建立了数学模型,验证了数值方法,对展弦比为0.3、0.6和0.9的鸭式布局导弹进行了对比分析,重点研究了来流工况为Ma为0.5和2时,在不同攻角、不同展弦比下两鸭舵之间的涡系演变过程,并对舵面法向力和俯仰力矩进行了分析。结果表明：亚音速条件下,当展弦比为0.3时中大攻角以后近距耦合效应产生的增升效果明显,反安定面卷起的下洗涡与鸭舵涡卷绕融合后使之得到明显的增强,涡强度的增强延迟了鸭舵表面的流动分离,提高了失速后的法向力,并随着展弦比增加而提升效果减弱;当来流处于超音速时,随着展弦比的增加,鸭舵法向力先增大后减小,反安定面在展弦比为0.6左右时耦合效果较好;同时双鸭式布局反安定面在展弦比0.3～0.9范围内随着展弦比增加,提高操纵性效果越好。     

155mm固定翼双旋弹二维弹道修正引信的翼面转速特性及修正能力研究

二维弹道修正引信实现弹道修正的前提是对头部翼面部分转速进行控制。基于155 mm 固定翼双旋弹二维弹道修正引信平台,分别对双旋环境下弹体和翼面的转速特性进行了分析。建立翼面作用下双旋弹丸运动模型,采用计算流体力学软件对二维弹道修正引信进行数值模拟,计算得到了翼面各项气动力参数;通过对二维弹道修正滚转通道动力学方程展开分析,以弹丸和头部翼面部分转动惯量为基础,综合分析了翼面转动惯量、摩擦力矩、翼面滚转阻尼力矩和翼面导转力矩对全弹道转速、落点、横向偏差、攻角的影响;在转速控制基础上对155 mm 固定翼二维弹道修正引信修正能力进行了评估。研究结果表明：二维弹道修正引信导转翼面角度取5.0°~5.5°、修正翼面角度取8°~9°时可以满足控制所需的平衡转速和修正能力要求;双旋转速仿真结果可以反映弹道修正引信、精确制导组件等双旋弹丸的转速特性,为此类双旋弹丸翼面部分设计提供了理论依据。     

鸭舵机构对旋转弹丸气动特性作用研究

针对普通高速旋转弹丸低命中率问题,建立了有舵弹丸与无舵弹丸数值仿真模型.仿真研究了有舵弹丸相对无舵弹丸关于阻力、升力、滚转力矩及其系数以及射程和横偏的影响,结果表明:在保证弹丸飞行稳定的基础上,有舵弹丸在减旋情况下相对于无舵弹丸射程、射高、横偏减小;适当控制鸭舵姿态可以修回安装鸭舵机构带来的射程损失,同时对发生偏离弹丸进行有效修偏.