现代战术导弹外形设计的前瞻

简要分析了现代战术导弹所要求的多种优异的战术特性，以及大攻角下导弹设计遇到的几个主要问题，并结合ＢＴＴ、ＴＶＣ和ＩＡＴＶＣ技术的发展，概括了未来战术导弹外形设计的发展趋势与前景。     

战术导弹导引头的空间稳定性

详细讨论了有关制导控制系统和导引头结构问题,给出了有关空间稳定性的定义和数学模型,通过具体制导控制系统的分析和仿真,提出了推导空间稳定性边界条件的方法。论证了这些方法与导引头的物理结构无关,可以用于各种不同的系统,也可以用于导引头的设计和实际导引头的性能评价。     

“乘波体“气动外形设计综述

低阻、大升阻比的超音速飞行器乘波体的研究与发展日益受到各国空气动力学专家、学者的关注。依据已有资料，简要综述了乘波体外形的概念和特点，以及在超音速飞行器特别是现代导弹设计中的有关因素和应用前景。     

导弹气动外形辅助设计专家系统

1.前言航空航天技术的迅速发展对导弹的性能提出更高的要求。导弹的性能主要取决于弹体的气动特性,正确掌握这一点是导弹设计中不可缺少的一环。随着日本国内技术水平的提高,要求导弹国产化的呼声越来越大。为了提高竞争能力,缩短开发周期成了重大的研究课题。在这样的背景下,以提高导弹初步设计效率为目的,开发了作为计算机辅助工程(CAE)的导弹气动外形辅助设计专家系统。     

鸭式布局导弹滚转控制的气动外形设计

通过对鸭式布局导弹诱导滚转力矩的产生机理进行分析和研究,提出了改善常规鸭式布局导弹的诱导滚转特性的途径和措施,对这些改进措施的使用特性进行了分析和论述。     

高机动性导弹的气动外形

为达到高机动性,过去长时间研究的正常式导弹的弹翼必须相当大。本文利用鸭式空空导弹(XAAM-3)的研究成果,探讨了小型高机动性鸭式导弹的气动外形。结果证明,使用较小的弹翼同样可以达到高机动性的目的。为此,必须在俯仰面上仅操纵升降舵,在偏航而上仅操纵方向舵和副骥,导弹必须具有90°转弯控制(BTT)能力。实验证明,这种导弹的各种性能比过去探讨的正常式导弹的性能更好。     

无控火箭弹气动外形优化设计

以减小无控火箭弹方向散布为主要目标,建立了火箭弹气动外形优化设计数学模型.给出了相应的计算方法,编制了计算机程序.以某尾翼式火箭弹为例验证了模型的精度和程序的可靠性.     

空空导弹气动外形演变历程及启示

总结了空空导弹气动设计特点,简要回顾了导弹空气动力学发展,介绍了不同时期典型空空导弹气动外形设计的独到之处,并结合在型号研制中遇到的工程实际问题和未来空战对空空导弹气动需求,提出了空空导弹气动设计面临的技术困难。     

某特殊结构枪弹气动外形与结构参数优化设计

针对枪弹弹头在稳定性、风偏敏感性以及穿甲能力条件下的外弹道设计问题,提出了一种气动外形与结构参数的优化设计方法。以类似美国M855枪弹的弹头结构为研究对象,将其分为铜质壳体、铅心及钢心3部分,以3种材质体积占比及弹头气动外形参数为优化设计变量,以横风风偏敏感性最小和穿甲厚度最大为优化目标,考虑外形参数、结构参数和稳定性等约束,建立了多目标优化设计数学模型,并采用标准粒子群算法获得全局最优解。仿真结果表明：优化后的气动外形和结构参数可确保弹头全弹道上满足动态稳定性要求;与初始方案相比,优化方案的弹头横风风偏敏感因子减小了16.4%,落点动能增大了18.2%,穿甲厚度提高了41.8%;与对比方案相比,优化方案的弹头在气动外形以及速度变化相同的情况下,结构参数的优化使弹丸穿甲能力提高了24.9%,同时获得了更好的稳定性,验证了本文所提优化设计方法的合理性与可行性。本文研究可为枪弹外弹道设计提供一个新的思路。     

空射运载火箭气动外形优化设计

对空射运载火箭的气动外形进行了优化设计,建立了优化模型,采用工程估算方法分析了空射运载火箭的气动特性,评价了估算方法的计算精度,并给出算例分析,最后使用iSIGHT软件进行集成,实现了空射运载火箭的气动外形优化设计.     

高旋火箭弹增程稳定性设计及气动特性分析

针对旋转稳定火箭弹提高射程和增大飞行速度带来的飞行不稳定问题,进行了基于稳定飞行的转速设计,并利用FLUENT软件和用户自定义函数UDF,在旋转壁面边界条件下对火箭弹进行气动特性仿真,分析了火箭弹阻力系数、升力系数和马格努斯效应随攻角的变化规律。结果表明:在设计转速为2827.43rad/s下,气动仿真和外弹道仿真结果能够满足火箭弹飞行稳定性要求,从而为火箭弹增程设计提供了依据。     

基于参数样条的旋成体局部气动外形优化设计

基于高超音速空气动力学的特点,使用未经修正的牛顿正弦平方律完成了给定攻角条件下旋成体的气动力建模。运用三次参数样条拟合旋成体母线,获得了以型值点表示的母线方程,建立了型值点与气动特性之间的关系。最后以最小化气动阻力为优化目标,求解KKT方程,完成了旋成体气动外形的最优设计。     

诱饵突防与诱饵的外形设计

阐述了地-地战术导弹采用诱饵突防的可行性.探讨了利用诱饵突防的措施、诱饵的外形设计原则及气动布局形式.     

基于横滚稳定性的X舵航行器故障检测方法

文中首先介绍了X舵与普通十字舵操纵规律之间的转换关系,在此基础上分析了X舵水下航行器在舵面分为两组时的横滚稳定性.重点提出了一种基于横滚稳定性的检测方法,用以对舵面故障进行检测.进一步建立了仿真模型,对算法进行了仿真验证.     

主翼控制导弹外形设计

现代导弹外形设计常采用主翼控制、尾翼控制、鸭式控制和旋转式单通道控制四种形式。主翼控制布局常用于中低空地空导弹和中程拦截空空弹。本文从总体设计的角度出发,着重介绍气动外形设计中遇到的问题及解决办法,依据某地空导弹的设计经验简单介绍了这种布局形式的特点。     

引信外形对超高音速弹丸气动特性的影响仿真

为了研究引信外形对弹丸气动特性的影响,通过Fluent软件对装配不同外形引信的57 mm口径人工增雨防雹弹弹丸的阻力特性进行仿真,得到了不同外形下阻力系数与马赫数的关系曲线。弹头引信头部轮廓形状的微小变化如锥角变化对阻力系数影响不大,顶部形状为圆头和平头时,阻力系数稍有差别,总体影响较小。弹底引信外露部分长短对阻力系数影响较大,外露部分增长会减小阻力系数。弹底引信有凸出部位时,其阻力系数等于和其全长等长的弹丸的阻力系数。     

后缘舵机身干扰区气动加热机理及局部外形优化设计

后缘舵在机翼的遮挡下其热流峰值明显低于全动舵,但因其与机身、机翼均会发生干扰,其局部流动结构和热环境特性更为复杂。基于数值模拟方法及风洞试验开展了后缘舵/机身缝隙干扰区的气动加热机理研究,发现后缘舵在机身上的投影线处形成一条高热流条带,该热流条带上的热流干扰因子远大于压力干扰因子。数值模拟结果及风洞试验的纳米示踪的平面激光散射技术均表明产生这一现象的原因是气流在翼面迎背风压差的作用下穿过缝隙对机身与舵之间的漩涡产生抽吸,高温气体向机体下方运动在机身上再附形成高热流带。基于此分析,提出通过底面局部倒圆角、减小漩涡再附角度进而降低机身干扰热流峰值的局部外形优化方法。3个典型工况的数值计算结果表明,优化后的模型较原始模型峰值热流降热幅度达到了27%～31%,降热效果显著。     

战术导弹制导律设计

以某型战术导弹制导控制系统的设计为背景,总结了制导律设计中涉及的弹道特性的一些问题;分析了制导律设计中涉及的主要参数;对比例制导律弹道的一般特性进行了分析研究,并提出了修正的比例制导律。仿真表明,修正比例制导律具有拦载时间短、脱靶量小的优点。