大展弦比滑翔弹STT驾驶仪设计

针对大展弦比滑翔弹大侧滑飞行容易造成滚转控制饱和的问题,提出了一种降低侧滑角的STT驾驶仪设计方案。该驾驶仪与传统STT驾驶仪结构形式相同,包括俯仰、偏航、倾斜3个通道,通过在倾斜回路中引入侧向加速度反馈,以实现倾斜角对侧向加速度的跟随,达到减小侧滑角的效果。六自由度非线性数学仿真结果表明,改进的驾驶仪有效降低了滑翔弹STT转弯过程的侧滑角,可以应用于此类面对称导弹的飞行控制。     

大展弦比等剖面多段折叠翼颤振特性

对大展弦比多段折叠翼的颤振特性进行研究,使用弯扭组合梁元模拟机翼弯曲和扭转两种变形形态,结合修正的气动片条理论,得到大展弦比机翼不同折叠姿态下的颤振速度和颤振频率数据。考虑到各段机翼折叠角的变化,基于有限元理论建立包含折叠角参数的结构动力学模型,并通过模态截断将其缩减并解耦。根据Theodorsen非定常气动力理论在频域内修正弯扭组合梁元上的气动升力和俯仰力矩,并基于V-g(V为机翼与未扰空气之间的相对速度,g为人工结构阻尼)法引入人工结构阻尼,对在不同折叠状态下的多段折叠翼进行颤振计算。研究结果表明：机翼结构的固有频率会随着折叠角的变化呈现非线性增长形态,而颤振速度和颤振频率随折叠角的变化规律基本相同,且外侧机翼折叠角的存在可有效提高机翼的颤振速度;当固定最外侧段机翼的折叠角时,机翼段数的增加对颤振速度的影响不明显。     

大展弦比复合材料机翼非线性变形及模态分析

为明确大展弦比复合材料机翼铺层渐变过程中的几何非线性变形及模态分布情况,构建了三种等厚度材质（全金属、半复合材料、全复合材料）机翼的有限元模型,基于CFD/FEM的计算方法研究了不同马赫数及不同攻角下三种机翼的弯曲变形、扭转变形以及模态分布。通过对比分析发现：三种材质机翼的弯曲与扭转变形均会随着马赫数的增加而呈现出非线性增长趋势,而攻角的改变则对机翼结构的非线性变形影响较小;复合材料铺层可以有效提高机翼结构的固有频率,添加45°铺层角度的机翼蒙皮、翼肋乃至翼梁,针对机翼扭转变形突显了较好的力学特性,有利于机翼结构的抗振设计;随着马赫数的增大,机翼各阶模态频率均呈现出下降趋势,其中高阶模态频率相对低阶模态频率下降趋势更加明显。     

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。     

大展弦比混杂纤维复合材料机翼的强度及失效分析

以大展弦比机翼为研究对象,基于经典层合板理论和Tsai-Wu失效准则,考虑几何非线性效应,用流固耦合数值模拟方法,重点研究碳/玻纤维混杂比、铺层相对位置、铺层角度对机翼强度及失效特性的影响。研究表明：碳/玻纤维混杂比=8∶2为最佳纤维混杂比,机翼可兼顾高强度、低成本;玻璃纤维铺设在蒙皮对称中面位置时,机翼的强度及安全性更高,玻璃纤维铺设位置的变化不会对机翼的弹性变形产生显著影响;在不同混杂比下,以±45°铺层角度铺设的机翼整体力学性能更稳定,失效概率更低。     

反坦克导弹气动布局研究

该文分析了反坦克导弹气动外形的设计准则,提出了反坦克导弹外形优化设计方法,建立了优化设计模型.     

非常规布局弹头超音速气动特性数值研究

从薄层近似NS方程出发,采用高效ENO差分格式,对超音速飞行时弹头形成的流场进行了数值模拟,并与已有的计算和实验数据进行比较。弹头外形为带有倒角圆的平头－圆柱形非常规气动布局,研究了例角圆半径的影响,给出零攻角、马赫数M＝2．0－5．0范围内气动阻力的变化规律;对部分模型的热流分布也进行探讨。     

非常规布局飞艇气动特性的实验研究

文中对两种非常规布局的飞艇进行了低速风洞测力实验,给出了实验结果的修正方法,并对升力、阻力和力矩等空气动力特性进行了比较与分析.结果表明:动升力翼布局的飞艇在动升力提供方面优于升浮一体化布局,而后者阻力系数较小,并且是一种纵向静稳定结构,可以有效的减少结构重量,提高飞艇抵抗阵风的能力.因此,采用非常规的气动布局是减小飞艇体积并提高飞艇抵抗阵风能力的有效解决方法之一.     

浅析再入机动飞行器十字布局与叉字布局的气动特性差异

利用典型状态的风洞试验结果对十字布局与叉字布局再入机动飞行器的气动特性进行了分析也比较。研究结果表明,叉字布局的静稳定裕度变化范围大于十字布局,机动配平能力高于十字布局,升力、升阻比与十字布局相当,舵面控制效率大于十字布局,舵前缘压力与十字布局相当,舵面压力则远大于十字布局,俯仰、偏航、滚转控制的气动交连耦合影响比十字布局严重。     

微型无人侦察机气动布局及关键技术

对微型无人机气动布局的设计和关键技术进行研究,就当前国外微型无人侦察机所涉及的主要气动布局以及其特点进行了介绍,同时对微型无人侦察机需要的关键技术和方向进行了分析。     

某型气象探测火箭的气动力3 维数值模拟

针对气象探测火箭载荷轻、速度高的特点,对气象探测火箭进行气动力3 维数值模拟。以某型小口径大长径比气象探测火箭弹为基础,进行全弹建模与计算,分析其在跨音速情况下的气动力特性,验证了该种大展弦比刀形尾翼在小口径大长径比跨音速气象探测火箭弹上的可行性。结果表明,该分析可为小口径大长径比火箭弹的尾翼设计提供参考。     

反安定面展弦比对近距耦合鸭式布局导弹气动特性影响的数值研究

本文采用数值模拟方法研究亚音速和超音速条件下,反安定面展弦比对双鸭式布局导弹的近距耦合效应的影响。建立了数学模型,验证了数值方法,对展弦比为0.3、0.6和0.9的鸭式布局导弹进行了对比分析,重点研究了来流工况为Ma为0.5和2时,在不同攻角、不同展弦比下两鸭舵之间的涡系演变过程,并对舵面法向力和俯仰力矩进行了分析。结果表明：亚音速条件下,当展弦比为0.3时中大攻角以后近距耦合效应产生的增升效果明显,反安定面卷起的下洗涡与鸭舵涡卷绕融合后使之得到明显的增强,涡强度的增强延迟了鸭舵表面的流动分离,提高了失速后的法向力,并随着展弦比增加而提升效果减弱;当来流处于超音速时,随着展弦比的增加,鸭舵法向力先增大后减小,反安定面在展弦比为0.6左右时耦合效果较好;同时双鸭式布局反安定面在展弦比0.3～0.9范围内随着展弦比增加,提高操纵性效果越好。     

高价值弹药储存可靠性小子样评估可用信息分析

高价值弹药的高成本决定了其储存可靠性试验和可靠性评估不能采用低成本弹药的大样本量抽样方式,针对该问题,提出采用小子样可靠性评估的方法,主要分析了可用信息的类型,包括生产及验收信息、技术检查信息、静态检测信息、飞行试验信息、加速寿命试验信息、相似或相近弹药的相关信息等,并探讨了各类可用信息的数据处理及应用方法。     

引入侧向加速度反馈的侧滑转弯控制方法

针对大展弦比滑翔增程弹大侧滑飞行时滚转干扰力矩大,容易导致滚转舵饱和并造成滚转控制困难的问题,提出了大展弦比滑翔增程弹自动驾驶仪引入侧向加速度反馈的侧滑转弯(STT)控制方法。该方法通过在传统侧滑转弯自动驾驶仪的倾斜通道引入侧向加速度反馈,实现了倾斜角对侧向加速度的跟随,相当于在传统的侧滑转弯控制上增加了倾斜转弯(BTT)控制的效果。六自由度非线性仿真实验表明:大展弦比滑翔增程弹侧滑转弯自动驾驶仪倾斜通道引入侧向加速度反馈后,显著降低了飞行过程的侧滑角,使滚转舵偏远离饱和状态,提高了驾驶仪的滚转控制裕度。     

某小口径旋转弹丸气动特性

为研究高速旋转弹丸的空气动力特性,对某小口径旋转弹丸气动特性进行研究。利用UG 建立某5.8 mm小口径枪弹的3 维模型,导入Fluent 软件进行网格划分,数值模拟旋转弹丸的气动特性,对比研究不同马赫数下旋转弹丸的表面绕流流场,系统分析高速旋转弹丸在不同攻角、不同马赫数下气动特性的变化规律。该研究结果对高速旋转弹丸的气动力设计具有一定的参考价值。     

大口径机枪双头弹测速方法与飞行特性分析

针对大口径机枪双头弹的运动特点,提出了一种采用多普勒测速雷达实现两目标测速的实验方法,进行了多普勒测速实验,获得了双头弹１００ｍ内全弹道速度－时间关系曲线。并计算出了双头弹两个弹头的切速和此道段的阻力系数,据此进行了行特性分析。实验结果证明,大口径机枪双间两个弹头的飞行是稳定的,且两者之间存在相对比较固定的速度差。该测试结果为其弹道分析提供了可靠依据。     

AHEAD弹子弹空间运动规律分析

根据小口径子母式反导弹药的结构,子弹装填方式以及开舱原理,建立了其开舱后子弹运动规律的运动模型,并进行计算机仿真,得到了子弹散布与子弹装填方式,母弹结构等因素的关系,为该弹毁伤效能的提高以及弹药结构的优化提供了理论依据。     

小口径弹药底火安全自动化控制系统

针对小口径弹药底火装配过程易发生燃烧或爆炸,设计一种安全自动化控制系统。采用现场总线控制系统,具有可靠实时的传输特性的同时又保证生产过程的实时监控,并通过本质安全性设计,为底火的安全生产提供有效保障。结果表明：该设计能保证火工品底火自动化装配安全,使系统配置达到最优,实现完整的安全控制。