一种连续变滚转角试验装置设计与实现

为实现1 m 量级跨超声速风洞连续变侧滑角能力,拓展试验技术范围、提升试验效率,研制一种连续变 滚转角试验装置。介绍该装置的技术要求、结构设计及仿真结果,以及配套的控制系统软硬件设计,给出装置整体 系统进行电磁兼容性测试、静态载荷测试及风洞试验验证结果。仿真、测试及风洞结果表明：该装置在风洞现场环 境下使用具有良好的电磁兼容性,并能够有效承担风洞试验载荷要求;同时,采用连续变滚转角试验装置试验数据 重复性良好、采用“常规测力中部支架+12°双转轴”支撑方式比较,试验数据规律基本一致,其小量偏差与2 种方 式的支撑干扰相关;该装置控制精度高、运行速度和范围均满足技术要求,可工程化应用于风洞试验。     

滚转机构在0.6m跨超声速风洞中的应用研究

为了实现0.6 m跨超声速风洞试验过程中模型可连续变滚转角,提升0.6 m量级风洞的试验效率和试验范围,研制了一种滚转机构。介绍了该滚转机构、中空内置力矩电机以及控制系统软硬件的设计,对涉及到的关键技术问题进行了分析和总结,给出了结论并进行了风洞试验验证。试验结果表明:分别采用滚转机构与常规测力中部支架作为模型的支撑机构时,试验数据重复性好;滚转机构控制精度高(滚转角≤±3');载荷、工程性、可靠性均满足风洞试验要求。     

弹体及减旋片滚转阻尼实验研究

利用自由滚转技术获得弹体及减旋片的滚转阻尼气动特性。介绍了实验技术和主要实验结果，并做简要分析。     

简易制导弹滚转控制研究

研究了鸭式布局简易制导弹的滚转控制方案,在对固定尾翼弹滚转控制进行分析的基础上提出了一种自适应式自旋尾翼设计方案,实现了可根据转速自适应改变尾翼滚转控制方式的结构布局。分析了自适应自旋尾翼自动解锁的原理与可行性,通过对固定尾翼与自旋尾翼滚转气动特性进行比较,表明了用鸭舵可实现对自旋尾翼弹滚转的有效控制。对全弹道进行了弹体转速的仿真计算,得到了理想的滚转控制性能。     

超声速风洞的启动特性与流路形状的影响

为改善超声速风洞的启动特性,研究了风洞下游形状对风洞起动特性的影响。以1 m×1 m超声速风洞为例,利用数值计算和试验进行了探讨,提出并验证了满足性能要求的高效风洞扩散段设计方案。介绍了风洞结构、数值分析与试验方法及其结果等。     

旋转体制下鸭式布局弹箭正弦打舵气动特性分析

为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律; 采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论:鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。     

超声速风洞的启动特性与流路形状酌影响

为改善超声速风洞的启动特性,研究了风洞下游形状对风洞起动特性的影响。以1m×1m超声速风洞为例,利用数值计算和试验进行了探讨,提出并验证了满足性能要求的高效风洞扩散段设计方案。介绍了风洞结构、数值分析与试验方法及其结果等。     

CG-01高速风洞弹箭模型动稳定性导数实验系统设计

为在风洞中真实模拟弹箭飞行运动状态,提高弹箭模型动稳定性导数测量水平,在CG-01高速风洞全新研制了一套动稳定性导数实验系统。该系统包含控制子系统、数据采集子系统、数据处理子系统和中小长细比模型实验装置、大长细比模型俯仰振动实验装置、旋转弹模型实验装置3个不同的实验装置。针对中小长细比模型,采用传统强迫振动方法建立了滚转、偏航和俯仰振动的实验装置;通过尾部强迫振动方式,开发出针对小口径、大长细比模型的俯仰振动实验装置;利用电机驱动弹体旋转,研制出两自由度旋转模型实验装置。整套实验系统经过了标模风洞验证实验,结果表明：中小长细比模型动稳定性导数实验装置在不同马赫数和迎角下测量的结果具有较高的精度;与国内外实验数据和计算流体力学数据进行了对比分析,实验结果处在可接受的误差范围内。大长细比模型和旋转模型动稳定性导数实验装置具有较高的工程应用价值。     

一种灵巧弹药的滚转估计方法

灵巧弹药的滚转估计是保证制导性能的关键。利用GPS数据和陀螺仪输出,得到俯仰和偏航角速度及滚转角角速度调制方程;运用扩展卡尔曼滤波器对灵巧弹药进行滚转估计;最后使用蒙特卡罗法进行仿真。仿真结果表明:该方法能较好地估计弹体的滚转角姿态,误差在允许范围内,有一定的应用价值。     

飞行器滚转尾翼设计

采用自由滚转尾翼技术是解决鸭式布局导弹横滚控制的有效途径,针对某试飞器助推飞行段需求,设计了一型滚转尾翼.试验结果表明,滚转尾翼设计合理,性能良好,成功用于飞行试验.     

鸭舵后掠角对火箭弹尾翼的滚转性能研究

根据具有较大翼面的鸭式布局火箭弹难以进行滚转控制的特性,文中采用数值流体力学分析手段,建立鸭式布局火箭弹外流场模型,仿真分析了鸭舵滚转效应产生机理、鸭舵下洗对尾翼气动耦合规律以及后掠角对火箭弹滚转性能的影响.仿真结果表明由于鸭舵下洗作用,在尾翼上诱导出一个舵控方向相反的滚转力距,使滚转控制能力降低甚至反效;在后缘后掠角x≠0°时,随着后缘后掠角的减小火箭弹的滚转控制能力基本不变.     

现有高超声速设备的试验能力局限综述

高超声速试验能力对高超声速技术的发展至关重要。本文结合高超声速飞行器和高超声速技术研究的模拟需求,介绍了高超声速试验设备的发展现状,讨论了低焓、高焓和极高焓三类典型高超声速风洞的特点和性能,重点分析了其试验能力和局限性。低焓高超声速风洞设备运行时间长,能够对其自由流特性进行具体细致的测量和深入的研究,但这些研究仅限于在低焓下进行。高焓高超声速风洞设备如反射激波风洞和膨胀管风洞等,焓值高,但又受限制于试验时间短、试验模型尺寸小、测量技术有限以及喷管喉道材料易熔化问题。通过分析最后得出启示以期为研究人员提供参考。     

制导炮弹滚转控制系统设计

某鸭式布局的制导炮弹,采用自旋尾翼的方式可实现鸭舵对弹体的滚转控制。基于小扰动假设推导出制导弹滚转运动的扰动方程,分析了滚转运动特性及鸭舵偏转对滚转运动的影响,建立了相应的滚转运动稳定回路模型,回路中滚转控制用比例微分(PD)控制方式来实现。采用Matlab/Simlink软件建立了制导弹滚转控制的仿真模型,根据系统的性能要求用Simulink中的Simulink Response Optimization模块对控制系统进行了优化设计。结果显示弹体滚转位置0.2s可以控制到位,设计结果较好地满足了滚转控制系统品质指标的要求。     

慢旋再入体联锁滚转共振特征量的提取及检测

针对小型化慢旋再入飞行体在再入过程中有可能发生的联锁滚转共振现象，从六自由度弹道方程出发，建立了一种联锁滚转共振的搜索模型；对联锁滚转共振时的轨道参数进行了搜索计算，提取出易于检测和识别的特征参数；在此基础上提出了一种易于工程实现的联锁滚转共振特征参数的检测方法，并对联锁滚转共振特征参数检测装置进行了设计和仿真，最后给出了实验室半实物仿真的结果。     

风洞测控系统技术改造

针对莱风洞测控系统存在的不足,对其进行了相应的技术改造。重点介绍测控系统技术改造的技术指标、实施方案、设备调试情况以及技改后的应用情况。试验结果表明：该设计方案合理,技改后的测控系统性能稳定、可靠,能达到预期效果,具有一定的应用价值。     

滚转共振的主要特征量建模与灵敏度分析

通过多项式拟合的方法对引起滚转共振的主要特征量进行模型建立，并且应用六自由度弹道仿真方法对主要特征量对于滚转共振的灵敏度进行了定量分析。仿真结果表明，通过该方法能较为准确地得到滚转共振特征量的变化历程，可用于分析滚转共振作用机理和作用效果。     

机载式相位多普勒干涉仪在结冰风洞的应用

为提高喷雾系统雾化喷嘴的性能,提出一种在结冰风洞云雾参数中用机载式相位多普勒干涉仪(phase Doppler interferometer-flight probe double range,PDI-FPDR)测试粒径特性的方法.介绍PDI-FPDR系统的原理和应用条件,给出结冰风洞喷雾系统在不同水压和气压条件下的试验测量结果,并对结果进行初步分析和对比.试验结果表明:该测试方法有效、可靠,可为结冰风洞云雾特性研究提供依据.     

弹道式再入飞行器的飞行动力学问题

本文从作者的观点对弹道再入飞行器的飞行力学问题作了历史回顾与总结,重点放在近15年中在小型化高性能弹道式导弹弹头研制中所遇到的关键技术—弹头滚转与滚转异常,滚转对弹头精度的影响及滚转控制。 60年代中,在高弹道系数小型化再入飞行器试验中出现了滚转异常现象,已证明滚转异常是由再入飞行器质量和外形的不对称及其综合作用而造成的,它曾经是高性能弹道导弹弹头研制中令人吃一惊的一个问题。文中介绍了作者如何发展与应用经典的欧拉角坐标系来描述现代弹道式再入飞行器的运动,讨论了经典欧拉角坐标系的产生,它与气动弹道坐标系和体轴坐标系的关系,以及它在近15年中在高性能小型化弹道导弹研制中在一些关键问题上的应用。文中还谈到了再入飞行器滚转异常问题的解决,再入飞行器的被动式滚转控制、主动式滚转控制以及主动式端头冷却。     

旋转弹体及减旋片滚转阻尼数值模拟

滚转阻尼力矩导数是影响减旋效果的重要参数。采用求解定常流场的计算流体力学方法,对亚跨声速阶段带减旋片翼翼身组合体的滚转阻尼特性进行数值模拟。滚转阻尼力矩导数数值模拟的结果与试验值一致性较好。通过数值结果分析解释了由于滚转引起的弹翼气流攻角的变化,表面压力的变化,以及附加升力导致的滚转阻尼力矩的形成原因,展示了薄翼片弯折的位置,同时从流场的角度展示了滚转对弹体附近气体流动的影响,以及滚转引起的表面流线的弯曲,螺旋状尾迹。     

基于反演法的单兵制导火箭弹仿真研究

为满足单兵火箭弹体积小、质量轻、低成本的设计要求,建立了由两路舵机控制的俯仰、滚转双通道单兵火箭弹模型,差动进行滚转控制,同向偏转进行俯仰控制,应用反演法对俯仰通道控制器进行设计,并与PID控制进行对比分析.同时,为了与三通道控制作对比,引入偏航控制.研究结果表明,该控制器的解耦性能优于PID控制,具有良好的跟踪效果....