“钻石背”弹翼气动特性数值模拟研究

用计算流体力学与阻力系数工程预估相结合的方法研究了"钻石背"弹翼前、后翼条之间气动干扰以及翼型、前后翼条的相对高度对气动特性的影响。计算结果与实验结果对比表明,在中小攻角,数值计算与阻力系数工程预估相结合的方法是可信的;采用亚声速低阻NACA64-108翼型可明显地增大"钻石背"弹翼的升力,减小阻力,增大升阻比;钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰,使升力减小,阻力增大;前翼条在上,后翼条在下的配置能减弱这种不利的气动干扰,并且在计算的范围内,后翼条至前翼条的垂直位置ΔH为9mm时,"钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰最小,升阻比最大。     

钻石背弹翼气动特性风洞实验研究

采用模块化方法设计了ー组具有“钻石背”弹翼的风洞实验模型,进行了六分量测カ实验,实验马赫数范围为Ma=0.4~0.8,攻角范围为-2°?12°俯仰控制舵偏角为-5°.实验结果表明：“钻石背”弹翼能提供较大的升力,具有“钻石背”弹翼的飞行器升阻比可达5以上,有很强的滑翔增程能力,适用于无动カ制导炸弹的滑翔增程;攻角>6°时,升力随攻角变化曲线的当地斜率迅速降低,应按最大升阻比选择滑翔飞行的攻角。     

一种小型轻质折叠弹翼展开解锁机构的设计及动力学仿真分析

弹翼折叠是提高战机载弹量的一种有效方法,展开解锁机构的设计是折叠弹翼总体结构设计的关键之一。本文利用形状记忆合金(SMA)功重比高的特点,设计了一种新型的基于SMA触发的展开解锁机构,进行了相关力学分析,根据得到的载荷径向分力N及预载扭矩Mmax设计计算了SMA驱动器参数,通过其解锁过程的ADAMS动力学仿真及解锁实验,验证了该设计的可行性。     

“钻石背”前后翼高度差对气动特性影响的数值模拟研究

在"钻石背"形翼几何外形及设计参数的基础上,选用NACA6411翼型,建立二维计算模型进行数值模拟,研究前后翼垂直高度差ΔH对低雷诺数下"钻石背"形翼气动特性的影响。结果表明,采用Transition SST湍流模型所得结果具有高的准确性和可信性;ΔH对气动特性的影响,在前后翼前缘间距约为前翼弦长的1.5倍附近,出现变化趋势反转的现象;优化气动布局的有效方法之一是合理选取ΔH和前后翼梢弦前缘间距d的设计值,在计算范围内,取ΔH=22 mm和d=100 mm,既能达到优化效果,又便于工程实际应用。     

一种大展弦比重叠式可折叠弹翼组件气动布局应用研究

以一种大展弦比“重叠式”可折叠弹翼组件为研究对象,采用数值模拟与风洞试验相结合的方法,分析了该弹翼组件气动布局在小型化滑翔型制导航空弹药中的应用,对弹翼组件的外形参数进行了优化设计。通过三自由度弹道仿真计算验证了该弹翼组件气动布局的气动特性及滑翔性能。研究结果表明:这种“重叠式”可折叠弹翼组件气动布局可以大幅度减小折叠弹翼在收拢状态下的外形尺寸; 在同样的弹体结构和尺寸包络限制下,弹翼弦长可达到传统面对称平直弹翼的2倍,有效增大了升力面面积,实现了在外形尺寸限制下的高升阻比气动布局; 该弹翼组件在结构上更为简洁紧凑,解决了传统的对折式弹翼形式在小型化制导弹药上应用所面临的结构效率和气动增益受限的问题。     

弹翼展开机构中燃气作动筒的运动模型

针对弹翼展开机构中燃气作动筒的应用研究,运用数学归纳拟合分析及建模分析的方法,提出了燃气作动筒活塞的运动计算模型。该模型用于弹翼展开装置中燃气作动筒的产品研制设计中,为燃气作动筒的设计计算提供理论指导依据。     

一种通信干扰弹自动扶正系统的设计

通信干扰弹在抛洒落地以后,不可避免地会存在角度歪斜的问题,弹体姿态是否竖直会直接影响接下来的干扰工作,如果不做角度纠正,可能会导致整个系统功能丧失。针对弹体角度歪斜问题,基于51单片机开发了一种自动扶正机构,通过对通信干扰弹工作原理的分析,进行了系统的机械结构设计和控制部分设计。控制系统通过分析倾角信号驱动步进电机,从而达到使弹体自动扶正的效果。     

一种改进的迭代学习控制方法及其应用

针对非线性系统的学习控制问题,提出了一种改进的迭代学习控制方法.该迭代学习控制方法同时利用系统中前次迭代控制的跟踪误差信息与当前的跟踪误差信息,以及它们各自的微分信息,且采用可调的迭代学习系数,根据系统误差的变化及时地调节学习系数,从而提高了目标的跟踪能力.通过分析,给出了此迭代学习控制方法收敛的充分条件.仿真结果验证了此学习控制方法的有效性.     

自动机进弹路线及其机构设计的一种新思路

针对某型小口径火炮自动机在进弹路线及进弹机构设计中存在的问题，采用逆向设计思路，首先利用Recurdyn仿真软件对进弹路线进行优化设计。拟合出炮弹进膛时形成的包络面，然后设计一套旋转的动态导引曲面，此动态导引装置受移动框上控制曲线槽控制，与闩体推弹爪的推弹运动相匹配，最终运用动态导引面约束炮弹进膛，避免引信或弹头与炮膛的碰撞。     

一种新型压电式偏摆平台的设计与性能测试

设计了一种基于新型复合柔性铰链的紧凑型压电式偏摆平台。针对该平台,提出一种 二级放大柔性驱动铰链机构,对其运动范围进行了解析求解和有限元分析;给出该压电偏摆平台的结构和工作原理,并测试了平台原型的偏摆角范围和固有频率;在偏摆角度标定的基础上开展了一系列开闭环实验,进行性能检验。实验结果表明:该偏摆平台的角度定位分辨力为1.5 μrad;基于闭环控制方法,对阶梯状阶跃信号进行定位的稳态峰峰值误差为4.2 μrad,处于稳态值±3 μrad之间,可以实现较好的定位效果;在准静态范围内对偏摆角的闭环定位控制比开环具有更好效果,闭环跟踪1 Hz三角波时的定位误差占满量程的1.9%,与开环误差25.0%相比具有明显下降。     

基于混合BTT/STT控制的滑翔制导炸弹自动驾驶仪设计

研究了混合BTT/STT控制技术在大升阻比滑翔制导炸弹上的应用。根据滑翔制导炸弹的动态特性和控制需求建立了BTT控制模型,设计了BTT控制结构。为解决BTT控制在小过载指令作用下可能会产生的滚转角指令抖动现象,提出了混合BTT/STT控制方法,即在小过载指令下适时引入STT控制。对比了六自由度弹道仿真与纯BTT控制模式。仿真结果表明,混合BTT/STT控制可有效解决滚转角指令抖动问题,研究结果可为滑翔制导炸弹BTT控制系统的工程实现提供技术参考。     

弹道修正引信菱形翼型等腰梯形十字减旋翼

当今修正引信减旋机构的翼面有两种形式:矩形翼面和网格型翼面.虽然它们都可以实现对弹丸的横向偏差的修正,但是矩形翼面的外形尺寸过大,而网格型翼面对弹丸的阻力影响较大.因此,设计了外形尺寸合适、影响较小同时又能满足弹丸修正能力要求的菱形翼型等腰梯形翼面.从气动力计算验证和仿真验证可看出菱形翼型等腰梯形翼面能够满足横偏减旋修正引信对修正量的要求,而菱形翼型等腰梯形翼面相较于矩形尺寸更小,比网格状翼面对阻力的影响更小.所以修正引信减旋机构应采用菱形翼型等腰梯形十字翼.     

基于BTT控制的远程炸弹稳定回路设计

建立了炸弹弹体模型，给出了实现弹道规划的稳定控制方案。通过对方案的数字仿真，验证了稳定回路设计的正确性。     

变后掠翼航弹滑翔弹道优化设计

为增强变后掠翼航弹的滑翔能力,研究了一种变后掠翼航弹的滑翔弹道优化设计问题.分析了变后掠翼航弹的气动特性,将弹道优化问题转化为最优控制问题,利用最小值原理,推导了滑翔段飞行距离最大的必要条件,在此基础上采用粒子群算法对攻角及后掠角进行寻优,形成了一种基于攻角与后掠角双变量控制的弹道优化设计方法.数值仿真算例表明,在满足状态方程约束的条件下,双变量比固定外形和常规单变量控制的航弹射程显著提高,寻优结果符合气动特性分布规律,通过最优控制和粒子群算法优化弹道的方法是可行的.     

带鸭舵滑翔增程炮弹飞行弹道研究

文中针对鸭式布局的滑翔增程炮弹的飞行弹道特性,通过动力学分析,建立了滑翔增程炮弹的各飞行弹道段的弹道模型和控制模型,数值分析给出了滑翔增程弹飞行速度变化规律、最大射程角以及滑翔增程炮弹的滚转控制段与滑翔控制段的弹道特性,研究结果为鸭式布局滑翔增程炮弹的弹道设计提供了理论基础。     

烟幕弹扩爆过程的计算机仿真

对烟幕弹扩爆过程提出了阶段划分的思想，并对各阶段进行了初步的理论研究。介绍了仿真软件的设计思想，分析了典型仿真结果，给出了爆管稳定性的对比研究结果。     

浮动自动机弹簧机构的改良设计

针对浮动自动机后坐力峰值大、变化不稳定的问题,设计一种实现浮动自动机受力近似恒定的弹簧机构,近似实现自动机后坐受力大小近似不变、方向恒定.从原理上分析了自动机后坐力为定值的可行性,创新地设计了一种凸轮槽式弹簧机构.先从理论上推导了改良机构实现浮动弹簧后坐力稳定的原理,再通过 ADAMS 完成改良机构的仿真分析,得到改良后自动机炮箱受力曲线图.仿真结果表明:改良设计后的浮动弹簧机构降低自动机受力峰值,而且受力方向保持不变.     

航空制导炸弹制导控制律设计

根据命中精度和射程的要求,设计了某型制导炸弹的方案弹道。在滑翔段采用给定俯仰角飞行的方法,以降低马赫数,使炸弹尽快脱离跨音速飞行状态;在俯冲段采用比例导引法,导引炸弹命中目标。给出了俯仰、偏航和滚转三通道控制律,提出了控制参数的选择方法。仿真结果表明：所设计的弹道具有射程远、精度高、易实现的特点,具有较高的实用价值。     

区间比例积分微分控制器理论在制导炸弹控制系统设计中的应用

应用区间多项式及区间系统比例积分微分控制器(PID)设计理论,给出了一种飞行控制系统PID控制器设计方法。该方法同时考虑稳定性指标和时域性能指标。首先求出PID控制器的所有稳定参数集,再在该集上得出满足时域性能指标的PID控制器参数区域。只需设计一组控制器参数,就可具有较强的适应被控对象参数变化的能力。理论分析和仿真试验结果表明了该方法的可行性。     

制导炸弹模糊变结构滚转自动驾驶仪设计

针对制导炸弹控制系统工作在大空域下参数时变特点,设计了基于模糊滑模控制的变结构滚转自动驾驶仪.以某型制导炸弹为例进行了有初始滚转扰动下的六自由度全弹道数字仿真,就控制效果与传统的变结构自动驾驶仪进行了比较,并选取动压最小最大两种极端投弹条件考核了驾驶仪的鲁棒性.仿真结果显示,模糊变结构自动驾驶仪能实现无抖振滚转快速稳定,对气动、弹道及环境参数变化具有鲁棒自适应性.