非线性力矩作用下气动偏心弹丸强迫圆锥运动稳定性条件

为了指导无伞末敏弹等气动非对称弹丸的结构设计和气动设计,建立了气动偏心弹丸在三次方非线性静力矩和二次方非线性赤道阻尼力矩作用下的攻角方程,运用平均法求解了方程的近似解析解及其线性变分方程。在此基础上,根据Hurwitz判别准则,得到了气动偏心弹丸做强迫圆锥运动的渐近稳定条件,分析了该条件的物理意义,并应用数值计算算例对该条件进行了验证。结果表明,当自转角速度和气动偏心角满足一定的约束条件时,三次方非线性静力矩和二次方非线性赤道阻尼力矩作用下的弹丸可以实现固定攻角的稳定强迫圆锥运动。     

非线性马格努斯力矩对弹丸共振不稳定性的影响

采用慢变参数法研究了低速旋转尾翼式弹丸在大攻角飞行时，受非线性Magnus力矩作用的共振不稳定性．求出了共振期间的角运动的近双解析解，经数值计算表明精度是可以保证的．还着重讨论了弹轴自由运动趋于稳志后和一般情况下发生共期间的攻角变化规律及其特性，并得出了共振期间强迫响应稳定的条件。     

在非线性恢复力矩作用下尾翼式弹丸运动的稳定条件

本文应用椭圆积分求解在非线性恢复力矩作用下尾翼式弹丸平面运动的攻角微分方程,给出了六种稳定周期运动条件,分析了非线性恢复力矩对尾翼式弹丸运动的影响,最后从理论上对迫击炮弹发生近弹的原因作了初步的讨论。     

火箭运动的非线性动稳定判据

本文详细地讨论了非线性马格努斯力矩、赤道阻尼力矩和俯仰力矩对火箭运动的影响;引入非线性动稳定因子概念,并利用它给出火箭13种稳定运动的条件。本文给出的近似解析解可以作为根据射击试验测试的攻角数据求气动力系数的理论模型。     

炮弹非线性运动稳定性的劳斯-霍维茨方法

应用劳期－霍维茨方法，导出自旋炮弹等轴对称抛射体有非线性运动微分方程组的第一近似方程组平凡解渐近稳定的充分与必要条件，从而得到相应的自旋炮弹等轴对称抛射体在具有任意形式的非线性俯仰，阻尼和马格努斯力矩作用下攻角运动微分方程组平凡解渐近稳定的充分条件。     

求非线性升力系数的一种拟合法

在大攻角下解导弹的飞行力学问题,非线性空气动力的影响是相当重要的。基于线性范围的飞行动态分析,假定升力系数Cy与攻角a呈线性关系。考虑到用实验方法获得大攻角下的升力系数后,可用拟合方法求当地的C_y~a值。本文参照麦夸脱法,取迭代修改因子,建立了拟合的数学模型,给出了拟合框图和计算结果。实践证明,按此方法拟合具有较好的收敛性和拟合精度。     

鸭式布局双旋稳定弹强迫运动理论研究

为深入理解鸭式布局双旋稳定弹的动力学特性,对前体鸭舵周期性干扰引起的强迫运动进行了理论研究。建立一个简化七自由度飞行动力学模型,利用双旋稳定弹的横向运动方程组,在小攻角条件下推导出线性攻角运动模型,得到周期性舵控作用强迫项对应特解的具体表达式。通过对攻角快、慢圆运动角频率及强迫振幅变化特性在不同条件下的仿真分析,讨论该强迫运动的共振条件,分析舵面偏转角、舵面位置和极转动惯量比对共振幅值的影响。对大攻角条件下的前体转速闭锁问题进行初步分析,导出了该弹发生转速闭锁的稳定方位角及临界攻角表达式。     

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。     

空空导弹三维非线性制导律的设计

空空导弹在大攻角飞行时参数呈现非线性,因此需要在非线性条件下设计制导律。对导弹-目标三维相对运动数学模型进行分析,建立了相对运动的非线性时变状态方程,采用滑模控制的方法对非线性时变状态方程进行求解,以设计三维非线性制导律,所设计制导律基于俯仰和偏航通道相互耦合的情况。对制导律进行仿真检验,结果显示目标视线角可以快速趋于稳定,该制导律可以满足导弹飞行时非线性情况。     

旋转稳定二维修正弹鸭舵法向力计算模型研究

为了研究修正组件滚转条件下二维修正弹鸭舵的法向气动力非线性规律,建立了鸭舵坐标系,考虑弹丸攻角、舵偏角、弹丸运动和迎风区与背风区等影响因素,采用多元泰勒展开理论,建立了动态鸭舵法向力计算模型; 采用数值计算分析了不同攻角、舵偏角组合的鸭舵法向力特性,得到了不同舵偏角下鸭舵法向力随攻角的变化规律,分析了滚转条件下舵偏角和攻角对4个鸭舵法向力系数的影响规律。结果表明:鸭舵法向力计算模型的计算结果与数值计算结果吻合较好,该模型为二维修正弹的气动力计算提供了参考。     

防区外投放制导炸弹滑翔段垂直面最优制导

研究了制导炸弹质点非线性运动模型条件下垂直面能量最省最优滑翔问题。为避免采用两点边界值计算带来的复杂性,以协态变量稳态解为基础求得了最优滑翔攻角的近似解析解。最优攻角满足非线性方程,需要采用叠代方法求解。为方便工程应用,给出了简化的最优攻角直接计算方法,并与最大升阻比攻角滑翔控制进行了制导性能比较。仿真结果表明,本文的最优滑翔制导律能够明显改善滑翔末端性能,滑翔末端高度得到较大增加,而速度减少不大。     

再入滑翔飞行器滑翔段轨迹制导律设计与仿真

针对再入高超声速滑翔飞行器在滑翔段轨迹的制导律,结合平衡滑翔和跳跃滑翔两种典型飞行方式展开研究。根据纵向运动方程、气动力模型及大气模型建立了飞行器动力学模型。然后在平衡滑翔条件下,推导设计了平衡滑翔飞行的制导律;通过分析跳跃滑翔式制导律的特征,归纳设计了五种制导律,分别为固定攻角、最大升阻比、攻角为时间的线性函数、攻角为速度或时间的分段线性函数;再分析了确定性和不确定性多约束条件,并将不确定性约束条件进行了转化。最后分别在确定性和不确定性多约束条件下,通过数值仿真得到所设计的制导律的可行范围,验证了制导律设计的合理性。结果表明,制导律最优设计是攻角为时间或速度的分段线性函数。     

非线性动态逆在大攻角导弹控制系统设计中的应用

导弹在大攻角飞行时,非线性及耦合严重,本文对推力矢量控制的空空导弹的控制系统进行了研究。根据导弹状态变化快慢不同,在奇异摄动理论的基础上,采用非线性动态逆设计了导弹的控制系统,并对导弹大攻角有侧滑飞行进行了仿真,结果表明文中设计的控制系统可以很好地控制导弹作机动飞行。     

一种攻击地面固定目标的非线性导引规律设计

针对发动机推力方向与轴线方向垂直的战术导弹,建立其在大攻角情况下攻击地面固定目标的数学模型,然后应用非线性控制理论设计了一种非线性导引规律,仿真的结果表明效果良好。     

固定鸭舵修正弹非线性与非定常气动数值模拟

为准确获得某固定鸭舵修正弹的气动特性,利用CFD数值计算方法对该弹的流场进行数值模拟,采用密度基隐格式与滑移网格技术,计算弹丸在静态、转动和慢圆运动下各项力和力矩的气动系数。仿真结果表明:该弹的升力系数与俯仰力矩系数的非线性气动特性与一般旋转稳定弹不同,俯仰力矩系数非线性项在亚声速区域为正值,超声速区域为负值; 该弹修正组件所受导转力矩系数在跨声速段随攻角的变化较为剧烈,在非跨声速段的变化较为平缓; 全弹的升力和俯仰力矩与修正组件滚转角、全弹进动角和进动速率都有关。     

有攻角动能弹垂直侵彻混凝土靶板特性研究

为弄清有攻角动能弹垂直侵彻混凝土靶板的特性,利用非线性动力分析软件LS-DYNA3D,对混凝土靶板与弹体分别选用HJC与Johnson-Cook材料模型,就垂直侵彻情况下攻角对侵彻的影响进行了一系列数值模拟。详细描述了有攻角动能弹侵彻靶板的基本现象,指出了攻角不同时弹头的四类侵彻路径,给出了有、无攻角时竖直方向加速度变化规律,分析了攻角对侵彻深度的影响,比较了不同弹速条件下攻角对侵彻的影响程度。     

攻角影响战斗部侵彻效应数值模拟分析

针对攻角影响战斗部侵彻效应问题,利用LS-DYNA 3D非线性动力学仿真软件对单一动能战斗部在攻角条件下侵彻混凝土靶、随进战斗部在攻角条件下侵彻预置侵孔混凝土靶的过程进行了数值模拟,从剩余速度和剩余动能的角度探讨了攻角对战斗部侵彻效应的影响特性。结果表明,攻角会降低战斗部的侵彻效应,尤其会降低随进战斗部的侵彻效应,攻角为3°时,单一动能战斗部的侵彻效应降低约5%,随进战斗部的侵彻效应降低约7%。     

非对称赤道阻尼力矩对远程火箭弹道的影响

针对远程火箭试验射程与计算射程不相符的问题,提出了大攻角下应考虑赤道阻尼力矩章动阻尼与进动阻尼特性的不同,推导了这种不同与攻角的关系,用奇点理论与振幅平面方程推导了在这种非对称赤道阻尼力矩作用下产生极限圆锥运动的条件,通过数值计算进行了验证.结果表明,大攻角下非对称赤道阻尼力矩能产生极限圆锥运动,可造成远程火箭攻角长时间不衰减从而增大阻力、减小射程.     

高旋二维弹道修正弹的角运动特性

为研究高旋二维弹道修正弹舵控后的攻角与速度偏角的特性,通过在无控弹角运动基础上增加控制组件提供的控制力和力矩,建立了其角运动方程,对起始扰动作用、瞬时控制力作用、长时间控制力作用下的弹丸攻角、速度偏角规律进行了分析。数值计算结果表明:高旋二维弹道修正弹受瞬时控制力作用时,产生的平衡攻角、平均速度偏角的方向与瞬时控制力方向大致相反; 在固定方位舵控力长时间作用下,平衡攻角、平均速度偏角方向与控制力方向近似成180°,相差一个小的角度; 攻角运动是由舵控力产生相反方向的攻角与重力产生向右的动力平衡角合成的,该攻角运动规律将影响弹道的质心运动。研究结果为高旋二维弹道修正弹的控制策略与控制方案设计提供了理论依据与参考。     

旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的角运动特性研究

为研究旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的攻角及速度运动特性,建立了复数形式的角运动方程。推导了固定舵匀速转动时攻角的强迫运动解及固定舵产生阶跃激励时攻角的瞬态、稳态响应解析解;推导了有控时平均速度偏角的解析解,导出了平均偏角的幅值和相位角与固定舵参数的关系;提出了旋转稳定二维弹道修正弹在固定舵作用下的飞行稳定性条件。结果表明：二维弹道修正弹无控时应避免共振,有控时应限制攻角最大增量及平衡攻角幅值;有控时平均偏角的相位角较固定舵滚转角提前一个前置角。研究结果对旋转稳定二维弹道修正弹的飞行稳定性设计及制导方法研究提供了参考。