旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹气动特性

为研究旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的气动特性,采用风洞实验方法,对该弹气动特性随马赫数、攻角以及舵偏角的变化规律进行了研究。结果显示：在实验研究马赫数、攻角和舵偏角范围内,舵偏角增大对模型有一定增阻作用;模型升力系数随舵偏角增大而增大、随攻角呈线性变化关系;在相同马赫数和攻角下,俯仰力矩系数和滚转力矩系数随舵偏角的增大而增大。该研究结果为旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的弹道设计和研究提供了参考依据。     

二维修正弹修正组件反旋与不旋气动特性对比

为了研究修正组件反旋与不旋对弹箭气动特性的影响,在CFD软件中采用滑移网格方法对双旋二维弹道修正弹在不同攻角、马赫数下的气动特性进行了数值模拟,得到了气动特性变化规律,研究了鸭舵在不同滚转角下弹箭的修正能力,着重分析了修正组件反旋与不旋时该弹气动特性的差异。研究表明,修正组件反旋以后阻力系数与升力系数有所下降,非零攻角下该弹始终会有侧向力存在,通过控制同向舵的周向位置可以对射程和飞行方向进行修正。     

CZ-2E火箭高空风弹道修正

高空风引起的气流攻角对火箭飞行中的气动载荷和飞行环境有较大的影响,这种影响有时可造成火箭飞行失败。为尽可能地改善火箭的飞行条件,在弹道考虑上,可采用降低飞行中气流攻角的弹道设计方案－以高空弹弹道修正法来降低飞行中的气流攻角,主要介绍高空风弹道修正的原理和方法方法以及相关的计算模型。     

基于固定鸭舵的弹道修正弹建模与仿真

针对固定鸭舵和弹体具有不同的滚转角速度,传统六自由度弹道模型不能有效描述修正弹的飞行状态的问题,为研究固定鸭舵弹道修正弹的弹道特性,将弹丸与修正组件分别作为2个独立刚体建立六自由度弹道模型,分析了两者的运动耦合关系,建立了可表示具有相对滚转向量的七自由度弹道模型。以某型旋转稳定弹为例,通过基于Simulink的弹道仿真,得到了攻角、侧滑角的变化曲线,仿真结果表明该模型能够描述弹丸的弹道特性。     

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。     

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。     

修正弹道飞行稳定性分析

对弹道修正弹当修正力系作用时，其飞行稳定性状况与条件、攻角的衰减影响进行了分析，给出了弹丸所必需满足的飞行稳定性条件。     

旋转稳定弹扰流片气动外形多目标优化设计

为提升旋转稳定弹的射击精度,将微型扰流片应用于旋转稳定弹,可以为弹丸提供侧向升力、改变弹体姿态,继而达到改变飞行轨迹的目的。通过数值模拟方法计算扰流片轴向力系数、法向力系数和静力矩系数,分析扰流片气动系数随外形参数和马赫数的变化规律,以及外形参数和马赫数对平衡攻角的影响;以扰流片主要外形参数为设计变量,以弹道修正量和终点存速为目标,考虑攻角、修正能力、扰流片尺寸等约束,建立多目标优化设计模型,并采用遗传算法获得全局最优解。结果表明：采用扰流片对弹丸进行姿态调整、弹道修正的方法可行有效;在亚跨声速段扰流片外形参数存在升阻比最优解,在超声速下升阻比随马赫数增加呈下降趋势。     

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。     

隔转鸭舵式弹道修正弹气动力工程模型与辨识

修正弹的气动力可表示为外形和飞行状态的函数,其模型直接影响动力学系统求解的准确性。在风洞试验数据的基础上,建立适用于隔转鸭舵式弹道修正弹的气动力工程模型。模型综合考虑复攻角和鸭舵相位角的复合效应,并利用最小二乘方法对修正弹阻力、升力、侧向力以及俯仰力矩的工程模型进行参数辨识,模型预测结果得到了计算流体力学计算的验证。结果表明：鸭舵的诱导阻力较小,小攻角范围内利用对称拟合表征修正弹阻力的误差小于3.3%;在攻角和鸭舵相位角的综合影响下,升力表现为正弦特性,侧向力在鸭舵相位角为180°时会出现二次正弦叠加现象。气动力模型为隔转鸭舵式弹道修正弹的飞行特性分析奠定了基础。     

非标准条件对一维弹道修正弹弹道稳定性影响的研究

分析了阻力片打开前后弹丸弹道稳定性的变化规律,分析了弹道风、初始角速度扰动对一维弹道修正弹弹道稳定性的影响。以某型100 mm一维弹道修正弹为研究对象,建立了6自由度刚体弹道模型。仿真结果表明：弹道风、初始角速度扰动对一维弹道修正弹弹道稳定性的影响较小,在一般气象条件及初始扰动下,阻力片打开后弹丸可稳定飞行;阻力片打开会使弹丸攻角增大并伴随一定幅值的振荡,陀螺稳定性增强,动态稳定性先减弱后增强,追随稳定性减弱,落点侧偏有一定增加。     

迫击炮弹空气动力特性攻角系数数值研究

为了系统研究迫击炮弹的攻角系数,给迫击炮弹引信弹道炸分析提供参数,应用FLUENT软件数值模拟不同攻角、不同马赫数下迫击炮弹的空气动力特性,并通过Matlab软件拟合数值仿真结果,给出了多种型号迫击炮尾翼稳定弹的攻角系数及其变化规律与取值范围。亚音速下攻角系数是马赫数的函数,随马赫数变化在小范围内变化;不同口径、不同外形的迫击炮弹其攻角系数不同;60~100 mm口径迫击炮尾翼稳定弹攻角系数取值范围为18.2~29.1。     

基于Fluent的导弹气动特性计算

借助于商业CFD软件FLUENT．对某型空空导弹在不同攻角、不同飞行马赫数的气动力进行了计算。得出了该型导弹升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律以及导弹表面的压力分布、温度分布和来流速度分布。结果表明。计算的气动参数可以为导弹的外形设计提供依据和参考，与传统计算方法相比有一定的优越性。     

花瓣型一维阻力修正机构设计及外弹道仿真

为了提高小口径榴弹的射击精确度和射击密集度,设计了一种花瓣形一维阻力修正执行机构,以35 mm口径榴弹为弹丸平台设计一维弹道修正弹;利用流体力学软件ANSYS Fluent进行弹丸飞行流场数值仿真,获得了不同马赫数情况下各弹丸模型的气动参数;通过质点弹道模型对弹丸外弹道进行仿真计算;结果表明：阻力执行机构展开过程耗时0．006 s,可以提供平均阻力系数比为3．01;弹道仿真得出：在给定的条件下,修正弹可以提供最大140 m射程修正量。     

基于Fluent的末制导炮弹初始段气动仿真

利用商业CFD软件Fluent对某型末制导炮弹在不同攻角、不同飞行马赫数的气动力进行计算,得出该型激光末制导炮弹升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律,并对结果进行了分析。     

THAAD拦截弹螺旋弹道仿真分析

针对美国THAAD拦截弹发射初期所进行的螺旋轨道飞行,对能量管理技术的原理和不同攻角下的螺旋飞行能量变化数据进行了分析; 计算了不同螺旋弹道下的最大法向过载,结合法向过载变化曲线分析其对弹体设计等方面的影响; 通过六自由度仿真进行验证,得出了能量管理的前提条件是导弹飞行须具备大攻角。仿真结果表明,大攻角飞行的能量耗散作用明显大于大机动飞行,同时法向过载的变化规律为弹道的设计提供了参考。     

基于PID控制的二维弹道修正弹仿真

为了验证某二维修正弹的修正过程,采用三维建模、动力学和运动学的联合仿真,得出了弹丸的气动特性和整个修正过程。重点分析了基于PID控制的弹道修正过程中对舵片的控制,得出在弹丸修正过程中目标姿态的控制是弹道修正技术的关键。由气动特性分析可知:弹丸阻力系数随着马赫数的增大先增大后减小,在亚音速下弹丸的阻力系数最大;弹丸升力系数和偏航力矩系数随攻角的增大而增大,同一攻角下偏航力矩系数随着马赫数的增大而减小。     

BAT子弹药气动仿真分析

为了研究BAT子弹药的气动特性,利用Flunet软件进行了飞行模拟,得到了不同攻角和马赫数条件下的力和力矩系数以及弹体表面压力分布情况,用Matlab对得到数据进行拟合,得到了各系数与攻角和马赫数的数学关系式,结果表明:力系数和力矩系数与马赫数之间存在着一定的指数关系,这种数学关系可以作为计算BAT子弹药气动参数的一种简便算法。仿真结果为进一步的弹道特性研究以及控制系统的分析设计提供一定的参考。     

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。     

超低空靶弹弹道设计

根据对某型超低空靶弹弹道的要求,对该靶弹的飞行弹道进行了设计计算,特别是讨论了不同发射角,以及不同弹道过载对飞行弹道的影响,指出了靶弹弹道设计中应注意的问题.