带扰流片旋转稳定弹动态稳定性

为发展一种新型弹道修正弹,以带扰流片旋转稳定弹为研究对象对其进行动态稳定性分析。推导带扰流片旋转稳定弹的动力学模型并简化得到其非齐次角运动方程,求得攻角在阶跃激励下的瞬态响应和稳态响应解析解。根据非线性角运动方程分析旋转弹结构参数、飞行参数和气动参数对系统分岔特性及稳定性的影响,通过数值计算分析带扰流片旋转稳定弹的修正能力。结果表明：求得的攻角解析解具有较高的精度;气动参数对动力学系统平衡点的稳定域影响较大;扰流片的控制效率很高。研究结果为带扰流片旋转稳定弹的结构参数设计提供了参考。     

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。     

非零攻角和侧滑角条件下弹托不同步飞离的数值模拟

对弹药在不同条件下的发射过程进行研究是研制弹药的重要一环,它有助于弹药适应现代战场复杂多变的发射环境。为了提高尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS)的射击精度和飞行稳定性,通过非结构化动网格技术和用户自定义函数耦合计算流体力学和六自由度外弹道程序,对非零攻角和侧滑角条件下APFSDS弹托相对弹体动态分离过程进行了数值模拟,获得了非零攻角和侧滑角条件下弹托分离流场、六自由度运动参数以及弹体气动参数的变化情况。结果表明：在非对称来流的影响下,弹托分离流场呈现非对称性,引起弹托受力不均匀,从而导致弹托非对称、不同步地飞离弹体,加大弹体受到的扰动,最终降低弹丸的射击精度和飞行稳定性。     

某弹箭转速-攻角闭锁数值仿真及分析

为了研究转速-攻角闭锁现象的机理和规律,利用滚转角诱导侧向力矩可引起转速-攻角闭锁这一条件,建立了可描述旋转对称弹箭转速-攻角闭锁的动力学模型,并以某弹箭为例进行了数值仿真。研究了初始转速、初始总攻角、初始总攻角方向角以及其他不同参数对转速-攻角闭锁稳态值的影响。仿真结果表明,在相同参数条件下,转速-攻角闭锁状态的稳态值由初始条件决定; 当在某参数条件下存在大小相等方向相反的2个稳态转速时,稳态转速会因初始条件的差异而稳定到不同方向,但稳态转速和初始转速方向相同的几率远大于两者相反的几率; 在各种参数的共同作用下,为使弹箭运动收敛到稳定的闭锁状态,必须对弹箭气动参数进行合理设计。     

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。     

反弹道非正侵彻的弹体结构响应实验研究

为研究高速侵彻弹体的瞬态结构响应,利用反弹道实验技术和数字图像相关测试方法,在152 mm轻气炮加载平台上建立了结构弹体非正侵彻2024铝靶的反弹道实验系统。通过弹体侵彻铝靶实验,获得弹体在反弹道非正侵彻过程中的实时响应特性,对比倾角、攻角及倾角与攻角联合侵彻作用下的弹体响应特征,得到了不同侵彻条件下弹体结构的定量响应规律。研究结果表明：攻角对弹体结构弯曲响应的影响更明显,3°攻角侵彻后弹体端部挠度大于10°倾角侵彻的结果,5°攻角大于15°倾角的侵彻结果;5°攻角联合15°倾角的侵彻条件下,弹体头部前1/4处轴向塑性应变可达4.6%,尾部均为弹性变形。     

制导炮弹大攻角范围气动特性的计算分析

分析计算了制导炮弹大攻角范围的气动特性和大攻角范围的流场特性,介绍了运用横流比拟法计算弹体、弹翼非线性气动特性的过程,并提出一种用等效攻角法考虑翼、体间的相互干扰,计算制导炮弹的大攻角气动特性的工程计算方法。以一带4片尾翼的制导炮弹为例进行计算、分析,总结了大攻角非线性气动特性,指出制导炮弹在设计中应注意的大攻角范围非对称侧力和静不稳定性的问题。     

旋转装液弹丸进动时腔内液体作用力矩的数值解

求解了调整旋转装淮弹丸进动时腔内液体对弹体作用力矩的数值解。建立了非惯性坐标下液体运动三维形式的Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，应用有限差分方法，求得不同粘性液体在不同的攻角和转速下有空内液体流场和作用于弹体的力矩。本文的处理方法和计算程序对装液弹飞行稳定性分析有重要作用。     

低速旋转尾翼式弹箭气动特性数值研究

为了研究低速旋转对尾翼式弹箭气动特性的影响,采用三维非定常N-S方程并结合滑移网格技术,在小攻角和全马赫数下,对某尾翼弹在低转速状态下的绕流流场进行了数值模拟。以美国陆-海军动导数计算标模验证该文算法的有效性。结果表明该方法有较高的精确度。由不同马赫数、转速和滚转角条件下的计算结果发现:纵向气动特性(即升力、阻力、俯仰力矩)不随转速而变化,平均滚转力矩系数和转速为定比例关系,平均马格努斯力系数随转速呈非线性变化,瞬时马格努斯力系数随滚转角呈正弦变化。     

鸭式布局双旋弹飞行动力学建模与仿真

为发展具有精确打击能力的有控旋转稳定弹,研究了一类采用双旋结构的鸭式布局旋转稳定弹。分析了该类有控弹的飞行原理,补充了其飞行动力学建模所需的坐标系;根据牛顿第二定律和动量矩定理,建立了七自由度刚体质心运动方程和绕质心运动方程;讨论了作用在弹体上的诸力和力矩。编制计算程序对鸭式布局双旋弹的弹道特性进行了仿真分析,揭示了无控条件下双旋弹前、后体的转速和全弹攻角、偏流的变化规律,得到了控制力和控制力矩作用下双旋弹体的攻角响应。仿真结果与其飞行原理吻合,符合外弹道规律,验证了所建模型的合理性,为后续研究该类有控旋转弹提供了理论基础。     

细长体自旋与锥动耦合运动作用下的流动结构研究

利用刚性网格运动技术和计算流体力学数值模拟相结合的方法,分析了带鸭舵细长体锥形运动和自转运动耦合作用下的空气动力学特性。研究了带鸭舵细长体耦合运动下的气动力系数随旋转角变化情况,对相同转速、不同攻角下的鸭舵诱导涡系结构和尾翼流场结构进行了对比分析。研究结果表明：耦合运动状态下,细长体的流场结构兼顾锥形运动和自转运动的特点,但又互相干扰、相互融合,涡系发展情况更为复杂,气动力曲线呈现周期性且有规律的振荡;攻角的增加将加剧涡系结构的破坏程度,并改变尾翼附近环状压力等值线的分布形状。     

基于质量矩控制机理的导弹飞行姿态变化的研究

导弹质量矩机动控制通过改变导弹的质心，利用气动配平力矩改变弹体飞行姿态和攻角，从而实现导弹机动控制。在导弹高速飞行时，它克服了气动舵控制方案存在着舵面烧蚀及控制效率降低等弊端。本文详细推导了基于变质心控制导弹的非线性动力学方程，深入分析导弹在纵向平面内姿态变化情况，并研究了由于导弹质心移动引起弹体姿态角变化的两个重要因素，指出针对不旋转弹体的控制策略，为进一步设计导弹控制系统奠定基础。     

有头部偏角的尾翼火箭弹气动性能数值计算

运用通用流体计算软件CFX对有头部偏角的尾翼火箭弹气动特性进行了数值计算.计算了不同头部偏角和弹体攻角姿态时,在不同马赫数下火箭弹所受的空气动力,分析表明超音速飞行时抛物外形大长径比弹头相对弹体有一定转角时能产生较大的控制力和力矩.文中的计算分析可为发展弹道修正制导火箭弹提供理论基础.     

高速旋转条件下的弹丸气动特性研究

为了能定量揭示弹丸旋转对马格努斯效应的影响,数值模拟了旋转弹丸在不同来流与转速条件下的流场分布,分析了马格努斯现象的产生机理,以及通过弹体表面压力分布分析了旋转对各气动力的影响,得知旋转对升阻力影响很小,可忽略不计; 得到了攻角、马赫数以及转速变化时马格努斯效应对弹丸表面压力分布的影响。结果表明,弹尾部是影响马格努斯效应的主要部位,小攻角情况下马格努斯力及力矩系数随攻角及转速呈线性变化,而随马赫数增大,旋转效应对弹丸影响越来越小。提出并验证了适用于小攻角、超声速情况下马格努斯力及力矩系数的经验公式,可为相关旋转弹丸的改进与设计提供指导。     

不同攻角对尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳过程影响分析

为了研究攻角对尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳过程的影响,基于CFD的动网格技术和外弹道六自由度方程相结合,采用非结构网格和TVD有限体积格式,对不同攻角时脱壳过程进行数值仿真.得出了分离过程的流场激波云图,不同攻角下弹托质心的位置变化曲线、脱壳时间以及不同分离阶段弹芯表面压力分布曲线.对比分析各参数,得到脱壳弹在正负攻角飞行时,弹托分离时间增加,不利于弹托的分离.     

双旋弹道修正弹弹体非对称载荷的数值研究

固定鸭舵双旋弹道修正弹的弹体受到鸭舵非对称尾流的影响,其载荷具有非对称特性。为了研究该非对称特性,通过计算流体力学(CFD)仿真和风洞实验的结果对比验证CFD方法的有效性。对0°舵偏、2°舵偏、4°舵偏的双旋弹道修正弹模型在多马赫数、多攻角下进行CFD仿真,并通过绘制鸭舵尾流的流线图和弹体压力系数云图对流场进行定性分析,通过对比弹体截面压力系数和弹体法向力、侧向力系数对弹体受力的非对称性进行定量分析。结果表明： 0°舵偏模型的弹体压力系数呈面对称,2°舵偏模型、4°舵偏模型弹体压力系数呈非对称;在给定马赫数下,3种模型弹体法向力系数随攻角变化的曲线高度重合; 0°舵偏模型的弹体侧向力系数在0附近,2°舵偏模型、4°舵偏 模型的弹体侧向力随攻角近似线性变化,随马赫数先增大、后减小;给定攻角时,4°舵偏模型对应曲线峰值约为2°舵偏模型的2倍。     

固定翼双旋弹动力学特性分析

固定翼双旋弹作为一种特殊的弹道修正弹,在飞行过程中其前体弹道修正引信（CCF）和后体以不同转速绕弹轴旋转。根据固定翼双旋弹气动不对称的特性,推导出固定翼双旋弹的动力学模型,经过模型简化,得到其非齐次角运动方程,根据这个角运动方程对角运动特性和飞行稳定性进行了分析。结果显示：当CCF转速固定时,转速的大小和滚转的方向都会影响弹体的角运动特性,由于弹体的共振,不合理的转速可能引起角运动的不稳定;当CCF转角固定时,弹体可以获得与CCF的鸭翼安装角近似呈正比的弹道修正能力。对固定翼双旋弹的飞行稳定性判据进行了研究,飞行稳定性判据为固定翼双旋弹前后体转速和初始射角的设计提供了参考。     

采用弹体追踪导引律的旋转弹锥形运动稳定性

针对旋转弹采用捷联导引头和弹体追踪导引律时可能导致锥形运动失稳的问题，推导了捷联导引头在非旋转弹体坐标系下的动力学模型，建立了复数形式的弹体追踪制导控制系统数学模型；在不同弹体转速及阻尼回路增益情况下，分别考虑导引头响应延迟和陀螺标度因数误差，分析了上述制导控制系统的稳定性，并使用数值方法求得使其稳定的特征参数取值范围。研究结果表明：导引头延迟角越大，使系统稳定的制导回路增益上限越小；陀螺标度因数误差系数大于1时，使系统稳定的制导回路增益上限会变大，当陀螺标度因数误差系数小于1时，使系统稳定的制导回路增益稳定上限会变小。     

冲击载荷作用下压阻式微加速度计的动态力学响应研究

针对目前判断器件的可靠性实验中存在成本高、周期长的问题,对微型压阻式加速度计在冲击载荷作用下的动态力学响应特性进行研究,获得微加速度计在冲击载荷作用下的动态力学响应规律。以锥形头部弹体为例构建动力学模型,对典型的微加速度计和冲击载荷工况进行理论研究,分析压阻式微加速度计在冲击载荷作用下的动态力学响应特性。结果表明：压阻式微加速度计在冲击载荷下的响应由应力波的渡越时间、结构的本征振动周期及脉冲的持续时间这3个时间常数及其关系决定,可准确反应弹体所受冲击载荷的特性。     

一种空射火箭减载轨道设计方法

空射火箭在稠密大气层飞行时受载荷约束显著，且大攻角的飞行特点使得传统轨道设计中利用攻角动压积来表征载荷的方法不再适用。提出了适用于空射火箭轨道设计过程的载荷表征手段，在轨道设计模型中加入特征截面的载荷约束，使得轨道设计时对攻角剖面的调整能够准确反应飞行轨道与载荷的耦合关系，通过一体化优化快速获得满足多约束的最优轨道。推导了空射火箭动力学和运动学微分方程，给出一级飞行段典型程序攻角设计剖面，推导了参与轨道迭代设计的特征截面载荷计算公式；结合hp自适应伪谱法，使用典型算例说明本方法的有效性。研究表明，本方法可减小解耦以及设计量降维造成的可行域损失，并提高了设计效率。