基于动态逆的质量矩拦截弹模糊滑模控制

质量矩控制可以避免飞行器在超高马赫数飞行时的舵面气动加热问题,本文建立了质量矩拦截弹数学模型,将其简化为一个耦合的非线性动力学系统.应用双时标分解的方法,提出将拦截弹动力学分离为快变状态动力学和慢变状态动力学,在快变和慢变子系统中应用滑模控制理论设计拦截弹飞行控制系统,采用模糊逻辑算法抑制系统的抖振现象,同时也可以抑制气动参数摄动而引起的控制系统性能的下降.仿真结果表明系统性能指标满足设计要求,只需微调滑块位置,即可实现拦截弹的飞行控制,提高了拦截弹的机动性和敏捷性.     

自由旋转卷弧翼弹箭的气动特性数值分析

为深入研究自由旋转卷弧尾翼弹箭的气动特性，利用计算流体力学方法及滑移网格技术对卷弧翼弹箭开展了时间精确非定常数值模拟。通过与文献对比的方式验证了模拟方法的有效性；分别利用网格无关性和时间步数无关性检验，确定出合适的网格数量和时间步数；在不同马赫数下对比、分析了自由旋转卷弧翼弹箭和固定卷弧翼弹箭的气动特性差异；考虑不同的翼、体差动滚转条件，研究了差动滚转角速度对自由旋转卷弧翼弹箭气动力矩特性的影响。结果表明：由于翼、体连接处黏性涡的强度不同，自由旋转卷弧翼弹箭的滚转力矩系数和马格努斯力矩系数明显小于固定卷弧翼；在马赫数0.8和1.1条件下，自由旋转卷弧翼弹箭的马格努斯力矩系数接近于0,其滚转力矩系数与差动滚转角速度基本呈线性关系，而马格努斯力矩系数与差动滚转角速度呈明显的非线性关系；受翼、体连接处黏性涡的影响，自由旋转卷弧翼弹箭的滚转力矩系数随马赫数增大而急剧减小，马格努斯力矩系数随马赫数增大而急剧增大；上述因素对卷弧翼弹箭的气动特性影响较大，在气动、弹道设计时须予以着重考虑。     

反向射流作用下可回收火箭升阻特性

可回收火箭动力减速过程中反向射流将大幅改变箭体气动特性,为获得反向射流对箭体气动特性的影响,利用数值模拟方法获得箭体升阻力系数,分析升阻特性变化规律并提出升阻特性表征参数。首先,对反向射流钝体构型进行数值模拟,将得到的结果与已公开的实验数据进行对比,验证了数值模拟方法的有效性。其次,采用RANS方法模拟了单喷管构型火箭多种典型飞行状态,得到箭体升阻力系数随迎角变化曲线以及升阻特性变化规律,通过对回流区内流动状态进行分析得到升阻特性改变的机理。最后,由反向射流对箭体气动特性影响程度提出表征参数。结果表明：反向射流会对箭体形成遮挡作用并影响箭体升阻力特性。有射流时升阻力特性受飞行高度影响较大,受飞行马赫数影响较小,与无射流时的规律恰好相反。大部分飞行工况下阻力系数小于0.1,部分高空飞行工况将出现负阻力。本研究提出以反向射流与箭体宽度比作为气动特性表征参数,可以较好地反映反向射流对箭体的遮挡作用并表征箭体在反向射流作用下的气动特性变化规律。     

基于Pro/E的弹箭三维参数化建模设计的研究

利用Pro/E自带的Pro/Toolkit二次开发工具包和VC 6.0开发环境进行二次开发的方法,重点解决了基于约束关系的三维弹箭实体参数化设计和驱动机理.通过在应用程序界面修改主驱动参数及局部驱动参数,可以得到系列弹箭或新型弹箭,从而提高弹箭的设计效率.并以引信为例,阐述了基于VC 的Pro/E二次开发实现引信三维参数化建模设计的过程.     

超远程炮弹滑翔增程机理初步分析

超远程炮弹采用滑翔增程和先进的简易制导技术,是一种新型的炮弹,对其增程机理进行深入的分析研究有利于达到最佳的增程效果.本文从炮弹滑翔飞行受力分析阐述了滑翔增程机理,并对其气动特性、弹道设计及控制参数设计的主要影响参数进行了分析.初步分析认为:为了得到最佳的滑翔增程效果,炮弹需要具有特殊的气动外形和气动特性,努力提高滑翔炮弹的升阻比;起始滑翔弹道和起始滑翔速度要高,选择起始滑翔时刻在弹道顶点附近有利于增加飞行距离;飞行控制参数进行合理匹配;一般采用最大升阻比法滑翔飞行方式,其滑翔飞行距离较远.     

导弹弹箭分离加速度测试

目的研究适用于某导弹系统弹箭级间分离过程中动态数据存储测试系统及其可靠性环节．方法依据存储测试原理,提出了一种弹箭分离加速度测试方法．结果设计了存储测试系统,两次用于战略导弹实弹飞行试验,并获得测试数据．结论用于恶劣环境中测试导弹飞行参数,存储测试方法具有普遍意义．     

导弹弹箭分离加速度测试

目的 研究适用于某导弹系统弹箭级间分离过程中动态数据存储测试系统及其可靠性环节,方法 依据存储测试原理,提出了一种弹箭分离加速度测试方法,结果 设计了存储测试系统,两次用于战略导弹实弹飞行试验,并获得测试数据,结论 用于恶劣环境中测试导弹飞行参数,存储测试方法具有普遍意义。     

高速运动物体飞行参数的CCD测量方法研究

高速运动物体的飞行参数的测量如：坐标测量着靶位置、偏航及飞行姿态等是弹箭类常规武器试验的关键项目。本文从CCD原理出发,通过高速数据采集,计算机图像处理,用扫描CCD相机对上述参数的测量方法进行探索和研究。由试验证明,该方法是一种全新、实时和准确的好方法。     

基于广义Kalman滤波算法的弹道参数辨识

弹道修正是提高弹箭射击精度的实用有效方法,通过对弹道修正理论和方法的研究,提出了一种基于广义卡尔曼（Kalman）滤波算法的弹道辨识及仿真技术．根据弹道质心运动模型,以灵敏度矩阵为核心构建了辨识方法,利用MALTAB进行仿真模拟,结果表明此方法的辨识精度较高,收敛性好．     

高速火箭弹的气动加热计算

研究了高速大长径比火箭弹在弹道飞行中由于气动加热而引起的温度分布,为设计提供参考数据.通过理论研究,建立数学模型,运用数值计算方法对全弹体在全弹道上进行气动加热计算分析,得出了火箭弹在弹道飞行中,由于气动加热而引起的温度分布.运用数值计算的方法可以在设计阶段为高速火箭弹的设计提供气动加热方面的参考数据.     

底排-火箭复合增程弹外弹道参数匹配与分析

目的　研究满足增程弹增程率要求的合理外弹道参数匹配关系 .方法　通过建立复合增程弹的外弹道模型 ,对弹丸的外弹道参数进行了计算 .结果通过外弹道参数计算获得了满足增程率要求的外弹道参数匹配关系 .结论　利用获得的外弹道参数 ,可使复合增程弹的射程满足增程率的要求     

底排-火箭复合增程弹弹道参数匹配方案研究

目的　研究底排火箭复合增程弹最佳外弹道参数匹配方案． 方法　通过对复合增程弹外弹道速度层权和阻力系数层权的计算, 分析了外弹道特征, 并利用外弹道仿真软件, 对复合增程弹外弹道进行了计算． 结果　根据外弹道计算的结果, 给出了底排、火箭装药量及其它参数与弹丸射程的关系, 并给出了在总装药量一定的条件下, 底排、火箭装药之间最佳匹配关系． 结论　通过对弹道参数匹配方案的研究, 对底排火箭复合增程弹总体结构参数的设计具有一定的指导作用     

Parameters of Exterior Ballistic Feature Points Extraction in Radar Measurement Data by EMD

The problem of measuring exterior ballistic feature points is always difficult to solve and it is essentiale on exterior ballistic measurement. By analysis of radar reflection characteristics and non-stationary echo signals of exterior ballistic feature points, the echo data of exterior ballistic feature points is measured by using the continuous wave radar. The parameters of feature points are extracted by the empirical mode decomposition method (EMD) of Hilbert-Huang transform (HHT) spectrum analysis technique. The radar echo signal model and EMD extraction model are established to analyze the exterior ballistic mutation point detection and EMD extraction method of aliasing echo signal. Typical feature point parameters of exterior ballistic in rocket flight tests are carried out and the effectiveness of the method is verified. A new method of measuring the parameters of exterior ballistic feature point is therefore presented.     

竖弯涡振控制的调谐质量阻尼器TMD参数优化设计

针对传统调谐质量阻尼器(TMD)的参数优化方法中无法考虑涡激气动力的气动阻尼和气动刚度效应这一问题,通过“类半带宽法”识别线性涡激力模型中相关气动参数,提出考虑涡激力气动阻尼和气动刚度效应的TMD参数优化设计理论模型.以厦漳跨海大桥为工程背景优化设计了用于涡振控制的TMD参数,研究涡激力气动阻尼和气动刚度对TMD最优频率比和阻尼比的影响,并通过风洞试验验证了TMD的涡振控制效果.研究发现,涡激力的气动阻尼和气动刚度效应会对用于涡振控制的TMD最优频率比和阻尼比产生一定的影响,从而影响最终的涡振控制效果.     

火箭被动控制技术

本文讨论了火箭被动控制发射的力学模型,给出了某火箭武器的被动控制发射动力学仿真计算结果,分析了支承位置、出管转角、缺陷方位、推力偏心、动不平衡等因素对被动控制性能的影响,并就被动控制技术的实用性做了初步分析.计算结果表明,如果被动控制器结构参数合理,被动控制技术可使火箭缺陷引起的弹道偏差减小80%以上.     

基于神经网络的火箭主动段数字引导决策方法

提出了一种基于神经网络的火箭主动段数字引导决策方法,该方法利用神经网络把实际经验和样本相结合进行学习训练,通过计算各弹道引导数据的差异来判断各弹道的可靠性,并根据事先制定的弹道优先级进行实时决策。通过以往几发火箭主动段任务实测数据复演,验证了这种方法的可行性和有效性。     

On the Transient Numerical Simulation of Solid Rocket Motor by Coupling Quasi One-Dimension Internal Flow with Three- Dimension Propellant Grain Burnback

固体火箭发动机内三维药柱燃烧的瞬态拟一维流场仿真

段娟^1,2,熊永亮^1,2,胡宁东^1,2

（1．华中科技大学 力学系,武汉 430074;

2．湖北省工程结构分析与安全评定重点实验室,武汉 430074）

创新点说明：

开发了固体火箭发动机内弹道混合维度求解器——耦合三维水平集法与一维TVD-MacCormack法降阶求解三维固体药柱燃烧退移时的瞬态流场及主要性能参数,该求解器可计算出较高精度的流场参数。

研究目的：

利用拟一维可压缩流场代替三维瞬态流场,并耦合三维水平集法从而降低固体发动机瞬态仿真的计算量,为进一步研究与指导设计提供可行性指导。

研究方法：

文中利用水平集法来捕捉三维药柱的实时界面并以此确定流场计算域,同时利用一维流场代替三维流场可大大节省计算成本,其原理是因为在药柱燃烧过程中径向和周向的流场参数变化对内部流场的影响相对较小。水平集法利用五阶WENO格式的有限差分进行离散,一维流场使用TVD-MacCormack法进行求解。耦合方法中考虑了药柱燃烧速率和喉部烧蚀对流场参数的影响。

结果与结论：

使用三维水平集耦合一维流场法可以准确高效地计算出药柱退移过程中的流场参数。为实际三维发动机整体工作过程仿真提供可行性实施方案。

关键词：瞬态可压缩流场求解器,固体火箭发动机内弹道仿真,水平集法,固体火箭发动机

     

钒刚玉抗弹陶瓷的动态性能研究

本文采用SHPB技术对钒刚玉抗弹陶瓷的动态力学性能进行了研究，结果表明钒刚玉瓷的动态条件下其强度得到了很大提高。动态性能应是陶瓷抗弹性能的主要表征参数。     

高速滑轨结构参数对橇轨动力响应的影响

火箭橇在亚音速、跨音速、超音速条件运行时引起的动力学问题是高速滑轨设计及制造重点考虑的问题.结合中国某型橇轨系统,较为完善地建立了橇轨动力分析有限元模型,研究了钢轨、轨道梁、扣件和衬片参数对橇轨动力响应影响关系,探讨高速滑轨结构参数取值原则.研究表明,钢轨和衬片刚度对系统动力响应影响较大,橇轨动力响应相对较低的滑轨结构参数选取范围为:钢轨弹性模量为210 GPa、轨道梁采用C20~C60混凝土、扣件刚度为(1 200~2 000)kN/mm、衬片弹性模量为(100~140)GPa.该研究可为高速滑轨设计提供理论依据.