基于侧向抛撒方式的子弹落点模拟方法研究

建立了基于侧向抛撒方式的子弹散布模型并通过弹道仿真对模型进行了检验,给出了考虑抛撒瞬时气动干扰的子弹落点模拟方法,分析了抛撒瞬时的气动干扰对径向散布均匀性的影响。     

一种空气动力系数拟合方法

文中介绍了一种空气动力系数快速拟合的方法,将空气动力系数解析表达式构造成指数函数和幂函数相乘的形式,用最小二乘的方法解出解析式的系数。     

一种小型超音速风洞技术研究

详细介绍了小型超音速风洞装置的基本结构、工作原理和技术特性。该风洞装置可完成马赫数范围为2～7的空气动力实验。主要进行超音速气流的马赫数、滞止压力、滞止温度、气体流量以及空气动力载荷的测量；还可以观测并研究气流以不同马赫数在模型表面形成的激波、边界层分离和附面层情况等，并可在计算机上形成连续图像。该风洞广泛应用于空气动力、武器弹药工程和航空航天等方面的科学研究。     

基于气动力反馈的直接力控制技术

通过对飞行力学中耦合因素及其对飞行控制影响情况的分析，指出了传统直接力控制技术的不足，提出了基于气动力反馈的直接力控制技术．通过引入气动力控制环节，将飞行控制系统分为动力学控制系统和气动力控制系统两大部分，降低了飞行器空气动力学模型不确定性对运动控制的影响，提高了飞行器运动／姿态控制的解耦精度．仿真结果表明，该方案可以实现飞行器的动力学解耦控制，并对气动面损伤等影响有一定的抑制作用．     

弹丸批质量水平的密集度检验方法

弹丸批质量水平的密集度检验方法是考核弹丸批生产质量的重要手段。为了探索新型弹丸批质量水平的密集度检验方法,基于计算流体力学软件和经验公式的弹丸空气动力学参数快速仿真计算方法,分析弹丸的结构误差对气动参数的影响,建立了弹丸气动参数数据库。以Visual Basic为 平台,建立了考虑质量偏心、动不平衡、射角、质量、弹道风等因素的弹丸数学模型,开发了火炮弹丸密集度仿真软件并进行验证。基于仿真软件,进行了随机因素与密集度的相关性分析,得到弹质量、弹径、质量偏心、动不平衡、初始摆动角、初始摆动角速度和初速对高低密集度和方位密集度影响程度的大小顺序,给出了弹丸批质量水平密集度检验方法的流程及应用。研究结果表明,该密集度检验方法在弹丸批质量水平的考核中是可行的。     

不同栅格壁形状的栅格翼导弹气动特性对比研究

针对栅格翼在导弹上具有重大的应用价值,研究不同格壁形状的栅格翼导弹气动特性。通过介绍控制方程、边界条件和计算条件,采用FLUENT数值模拟的方法研究四角形格壁、菱形格壁和矩形格壁3种格壁形状的栅格翼导弹气动特性,并通过计算分析得出栅格翼导弹的升阻比在研究范围内随着马赫数变化而变化,3种模型变化趋势基本一样。分析结果表明：四角形格壁栅格翼型导弹和菱形格壁栅格翼型导弹的气动性能,优于矩形格壁栅格翼型导弹。     

布撒器-子弹气动干扰风洞实验研究

介绍了子母弹气动干扰风洞实验新方案的特点及实验装置的构成。利用该方案进行了布撒器一子弹气动干扰风洞实验。实验结果表明：阻力系数干扰量、升力系数干扰量随子弹的轴向位置振荡变化;随子弹的下移气动干扰量减小;子弹的攻角对气动干扰影响不大;在布撒器尾翼区子弹的气动干扰量变化很大;布撒器尾迹对子弹的阻力有很大影响。对亚音速子母弹气动干扰区边界的界定标准应仔细进行研究。     

飞航导弹协同作战使用方法探讨

论述了飞航导弹协同作战对提高其作战效能的重要意义，探讨了飞航导弹武器系统的协同作战方法，研究了协同作战的实现方法，提出了协同作战的重要保障——数据链以及数据链的形式．     

高超声速复合材料翼面的结构动力学特性研究

高超声速飞行器飞行时会引起气动加热,对其进行结构动力学分析时需考虑气动热的影响.文中建立了热环境下的结构动力学分析流程.首先,基于求解三维可压缩N-S方程的CFD方法进行气动热分析;然后利用有限单元法(FEM)求解结构热传导,并得出温度场分布;最后,基于准线性结构模型进行热环境下的结构动力学分析.基于该流程,对比分析了高超声速飞行器复合材料翼面的结构动力学特性.结果表明,气动加热改变了翼面的固有振动特性.     

参数辨识技术在再入弹头自由滚转风洞试验中的应用

对再入弹头的小滚转气动力矩及小气动阻尼力矩的测量是其动态风洞试验的重点和难点.基于气浮轴承技术,设计了一套自由滚转风动试验系统,开展了带控制翼再入机动弹头的自由滚转风洞试验.建立了正弦函数形式的小滚转气动力矩模型.运用自适应的扩展卡尔曼滤波算法(adaptive EKF,AEKF)辨识气动参数.气动参数重构数据表明辨识结果的可信度较高.辨识结果显示,小滚转气动力矩随滚转角速度的降低而减小,滚转阻尼力矩随滚转角速度的降低而增大.