机载布撒器弹仓总体技术的发展与分析

机载布撒器是一种复杂先进的新型武器系统，弹仓是决定机载布撒器战斗性能的重要子系统，以反机场机载布撒器弹仓为对象，对其技术的发展进行了分析与比较。论述了弹仓总体技术的研究思路。     

发展中的子弹药布撒系统

现代子弹药布撒器从概念上可看作是从老式集束炸弹发展来的一种先进技术。具有当今技术水平的布撒器系统通常采用某种形式的制导系统和先进战斗部来增强其有效性。目前的趋势是在布撒器上装备弹翼和推进系统以增加防区外投射距离,降低布撒器载机的损失。有些情况下,装子弹药的布撒器不投放出去,直接从飞机上布撒子弹药,以便不用额外的制导系统就能进行精确低空投射。但这意味着飞机必须飞临目标上空,自身将暴露在敌火力中。     

机载布撒器弹仓总体技术发展与分析

机撒布撒器是一种复杂,先进的新型武器系统,弹仓是决定机载布撒器战斗性能的重要子系统。本文以反机场机载布撒器弹仓为对象,对其技术的发展进行了分析与比较;论述了弹仓总体技术的研究思路,为反机场机载布撒器弹仓及抛撒系统的研究与设计提供参考。     

机载布撒器变结构制导律的设计

机载布撒器采用了捷联惯导 GPS卫星修正的组合导航系统。该组合导航系统能实时地提供位置，速度信息。根据组合导航提供的信息可以计算出弹目之间的视线角和视线角速度。采用基于视线角和视线角速度的变结构制导律，能够使得布撒器以合适的俯仰角和弹道倾角到达目标上方的抛撒点，并进行抛撒子弹药。利用布撒器的气动参数，对此制导律进行了各种条件下的全弹道数学仿真，仿真结果表明，布撒器采用该制导律后能以合适的俯仰角和弹道倾角到达抛撒点，并且具有较强的抗干扰能力。     

北约国家布撒器武器的现状和发展前景

近年来北约国家非常注意发展布撒器武器。西方专家认为这类武器大大增强了战术航空兵杀伤面目标的能力。布撒器武器根据其结构和使用方法可分为:可投放型和非投放型;可控和不可控;有动力和无动力。布撒器可布撒聚能、破片杀伤、燃烧或者复合炸弹,以及破坏跑道弹药,破坏运输、反坦克和反步兵地雷。计划将采用末制导弹头。 1 投放型布撒器美国费伦第公司为美国空军研制并生产了标准的布撒器SUU-65,它是规格为450kg的可投放型布撒器系列的基本型号。在此基础上研制的布撒器可在60～12000m高度上、载机飞     

机载布撒器绕流场数值摸拟

研究机载布撒器绕流场的结构,为气动特性分析和外形改进提供依据.以三维N-S方程为出发方程,采用S-A湍流模型,对机载布撒器的绕流场进行了数值模拟.给出了流场图像和气动特性计算结果,并将气动特性计算结果与实验结果进行了比较分析.气动特性计算结果与风洞实验结果基本吻合,数值模拟结果已得到应用.     

带末端角约束的机载布撒器最优滑模制导律设计

根据机载布撒器的工作特点，设计了一种满足其作战要求的具有末端角度约束的制导律．并分析了工程实用性。采用基于视线角和视线角速度的最优滑模制导律，能够使得布撒器以合适的俯仰角和弹道倾角到达目标上方的开舱点，并进行抛撒子弹药。仿真结果表明．该制导律能够同时满足布撒器的命中精度和期望角度要求。     

机载布撒器子弹药抛撒系统总体技术研究

以反机场机载布撒器子弹药抛撒系统为研究对象 ,根据隐身性能较好的弹舱结构及反机场子弹药的结构特点 ,提出了适于反机场机载布撒器的模块化、箱体式子弹药布局结构 .结合机载布撒器抛撒子弹药的特殊性 ,论述了子弹药抛撒动力源的选择 .针对燃气活塞式抛撒系统 ,讨论了调整子弹药抛撒初速度的方式 ,提出了调节子弹药抛撒初速的方案     

机载布撒器雷达散射截面计算

对机载布撒器雷达散射截面(RCS)进行了计算研究,采用面元法进行目标几何建模,采用求解高频电磁场的物理光学法 RCS 计算。通过计算得到了布撒器全方位雷达散射截面积结果,并与实验测试结果进行了比较分析。为布撒器气动—隐身一体化设计时 RCS 的减缩提供了参考依据。     

弹翼静气动弹性计算

采用迭代法研究大展弦比弹翼的静气动弹性.弹翼的气动载荷采用涡格法进行计算,弹翼结构特性采用有限元软件(ANSYS)进行数值模拟,通过面样条插值方法将气动计算网格上的载荷插值到有限元计算模型的网格节点上进行数据交换.以布撒器弹翼为算例,在计算中对张开式弹翼翼身连接方式进行了简化.计算结果给出了计及弹性的翼面变形以及变形前后翼面的压力分布,且对不同材料特性条件下弹翼变形特性和变形前后的压力分布进行了比较.     

母弹激波对子弹气动特性影响的研究

本文应用重叠网格技术对子母弹分离过程中多体无粘超声速流动进行了数值仿真。采用NND格式 ,通过求解 Euler方程 ,给出了母弹附近的子弹气动干扰特性。     

跨速域大后掠角近距耦合翼气动干扰特性

为研究亚声速、跨声速、超声速及高超声速跨速域条件下,某正常式布局飞行器的大后掠角前翼对尾翼气动特性的影响和机理,通过有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程,并采用Spalart-Allmaras湍流模型对具有大后掠角近距耦合翼的飞行器绕流场进行数值模拟。计算得出受前翼气动干扰影响时尾翼的升力系数、阻力系数随马赫数和攻角的变化规律,且根据尾翼表面压力系数分布规律和周围流场结构,分析前翼对尾翼的气动干扰机理。研究结果表明：在亚声速、跨声速条件下,大后掠角前翼产生的后脱涡会影响尾翼周围的流场,尤其是尾翼前缘的绕流场,使尾翼上下表面的压力差减小,尾翼的升力和阻力系数均减小;攻角越大,前翼产生的涡流强度越大,前翼对尾翼的下洗作用越强,尾翼的升力系数和阻力系数的减小量越大;随着马赫数的增大,前翼后脱涡逐渐变弱,前翼对尾翼的干扰影响也逐渐减弱。     

某飞行器弹翼颤振分析

分析某飞行器弹翼的颤振问题,首先建立弹翼有限元模型,计算弹翼模态,根据试验结果,对模型进行修正;用NASTRAN计算单独弹翼和全弹翼的颤振速度和颤振频率,用偶板子格网法计算亚声速非定常气动力,将模态计算结果插值到气动网格上,编程计算弹翼的颤振速度,并与NASTRAN计算结果对比.分析表明,弹翼在飞行速度范围内不会发生颤振.     

类乘波体飞行器气动加热的T程计算方法

针对类乘波体总体优化设计的需要,采用参考温度法和经验公式,计算了类乘波体飞行器在助推段和巡航段的气动加热.利用气动加热、蒙皮表面热辐射以及蒙皮内部热传导建立了热流量方程,求出了机身驻点和机翼前缘在助推段的温度-时间历程,以及巡航段内机身机翼迎风面中心线上的温度分布.结果表明,助推段驻点温度上升很快,在巡航一段时间后温度逐渐达到平衡;沿机身方向边界发生转捩,转捩区内温度增加,高马赫数可推迟转捩点,大攻角则提前转捩点.该方法可应用于高超声速类乘波体飞行器的概念研究和多目标优化设计.     

筒射串翼无人机展开动力学分析

对折叠串翼无人机发射展开过程的动力学分析是无人机总体设计和展开机构设计的关键。基于Newton-Euler方法建立描述串翼无人机展开的多刚体动力学模型。基于嵌套动网格方法计算机翼展开过程中的非定常气动特性,并与稳态气动参数进行比较。结合展开过程的气动特性变化和多刚体动力学模型,分析机翼展开速度和展开顺序对发射展开段弹道扰动的影响。仿真结果表明：机翼展开速度过快或者过慢都会对展开段弹道有较大扰动,当展开速度过快时惯性力起主要作用,当展开速度较慢时气动变化起主要作用;同时,前翼先展开、后翼后展开不利于初始发射段弹道的稳定,而前翼后展开、后翼先展开有利于初始发射段弹道的稳定;采用前后机翼同时展开且展开时间为0.20 s的展开方式能够满足尽量减小对弹道的扰动要求。     

带有进气道的导弹法向气动力工程估算

针对带有进气道导弹的气动力估算方法不能满足概念设计阶段对气动力计算的要求问题,建立一种适用于带有进气道导弹的法向力估算方法和程序。以细长体理论和部件组合法为基础,引入进气道与弹身间的气动干扰因子修正系数和弹身-进气道组合体与弹翼（尾翼）间的气动干扰因子修正系数,以实例对带有进气道的导弹法向力系数进行估算,并与计算流体动力学（CFD）计算结果进行比较。估算结果与CFD计算结果符合较好,最大误差小于5%,可用于导弹的概念设计和初步设计阶段。     

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。     

机载导弹折叠舵展开气动特性试验研究

针对采用折叠舵的机载导弹发射后,舵面从折叠到展开过程中不同展开角下外翼面的气动特性特别是折叠轴扭矩进行研究。主要分析了展开角、来流马赫数、侧滑角对外翼面气动力的影响。研究发现,随着展开角的增加,外翼面气动力以及折叠轴扭矩均有不同程度增加;马赫数对外翼面的力及扭矩影响不大;随着侧滑角增加,外翼面受力及扭矩逐渐增加,增量与展开角有直接关系。     

导弹整体式翼面骨架结构的拓扑优化设计

为提高导弹结构的设计品质,将拓扑优化技术引入到整体式弹翼骨架结构设计中,对某型导弹的弹翼骨架进行优化设计。采用节点载荷等效法构建弹翼骨架的典型受力环境,解决了弹翼待设计区域的单元既参与受力又可能因为优化而被删减的设计矛盾。利用计算机辅助设计（CAD）-计算机辅助工程（CAE）接口技术,将拓扑优化后的CAE模型直接解释成CAD模型并导入CAD软件再设计,提高了拓扑优化技术的实用性。分析比较经验方案和优化方案的弹翼骨架模型的质量、强度、变形、模态等结构特性后发现：在满足结构强度和变形的条件下,优化后的弹翼骨架模型质量相对减少9.39%,并且1阶、2阶弯曲频率和1阶扭转频率得到了提高。该方法是对传统弹翼结构设计方法的补充和改善,具有参考意义。