吸气式高超声速飞行动力学建模与分析

针对吸气式高超声速飞行器纵向动态特性问题,首先建立高超声速气动力/推进系统一体化模型和飞行器纵向运动方程;其次导出纵向扰动运动方程,并验证小扰动线性化的合理性;最后通过时频域分析纵向自由扰动运动特性及高度和黏性对动态特性的影响。研究结果表明:吸气式高超声速纵向自由扰动运动可分为短周期姿态与长周期轨迹运动两个阶段,飞行动态特性分析与综合可忽略高度偏量的影响,只需对短周期运动的典型二阶系统进行研究;高度对短周期姿态基本无影响、对长周期轨迹影响很大。     

弹性导弹侧向动态特性分析

为研究大展弦比巡航导弹在弹性振动时的侧向动态特性,采用NASTRAN软件计算了结构的固有模态,分析了弹性振动时的附加非定常气动力,建立了刚体扰动运动方程组,将弹性振动引起的附加非定常气动力作为干扰输入项代入扰动运动方程组,得到了弹性振动下的动态响应.结果表明,大展弦比巡航导弹的弹性振动主要为翼面的振动;在满足气动与结构稳定的前提下,弹性振动引起的侧滑角偏量非常微小;倾斜角偏量比较大,各姿态角都在做微幅高频振荡,对弹上惯性器件的测量将造成不利影响,必须采取滤波等方式将此不利因素消除.     

超高速水下航行器纵向运动稳定性分析

为了进一步研究超高速航行器空化减阻问题,建立了空化状态下超高速水下航行器纵向运动数学模型,对该航行器在巡航段平衡状态下受扰动时的攻角和俯仰角速度的阶跃响应进行了分析,并通过根轨迹法分析了运动的稳定性。分析结果表明,通过给定平衡攻角和平衡舵角,航行器能够呈现一定的静稳定性,该特性有利于以直航弹道为主的超高速水下航行器保持超空泡稳定。     

远程AUV近水面运动纵向模糊滑模控制

针对自主水下航行器（AUV）近水面航行过程中波浪扰动的问题,研究了模糊滑模控制在AUV近水面纵向运动控制中的应用。在AUV六自由度非线性模型的基础上进行合理的近似和简化,建立了线性化纵向运动方程。根据随机长峰波理论和波浪谱密度函数对AUV受到的波浪力和力矩进行了数值计算和仿真。基于滑模控制方法设计了AUV纵向运动控制器,对1阶波浪力扰动下的深度控制性能进行了分析,并通过在滑模控制器的基础上引入模糊逻辑解决1阶波频扰动引起的控制输入高频抖动问题。近水面深度控制计算机仿真结果表明,所设计的模糊滑模控制器在保持良好的控制性能的基础上能够达到减弱舵角高频抖动的目的。     

基于反馈线性化的靶弹弹道跟踪制导律设计

针对导弹靶弹的弹道跟踪精度问题,基于反馈线性化和最优控制理论设计了一种弹道跟踪制导律。首先,通过对靶弹进行受力分析,建立靶弹纵向运动非线性方程组;其次,根据反馈线性化理论的定义和充要条件,详细推导得出靶弹的精确线性化运动方程;最后,通过最优控制理论设计弹道跟踪制导指令,并在阵风干扰和不同机动飞行弹道下,与基于小扰动法和固化系数法设计的跟踪制导律进行比较。结果表明:基于反馈线性化法设计的弹道跟踪制导律具有较高的弹道跟踪精度和较低的需用过载。     

具有非线性扰动运动特性的高超声速飞行器动态特性分析方法

常规基于小扰动线性化处理的建模方法,忽略了参数偏差的高阶项,很可能造成高超声速飞行器高动态环境下扰动运动模型的不准确.针对此问题,提出了保留运动参数偏差二阶高次项的非线性扰动运动模型的建立方法;应用常微分方程理论,给出了具有非线性扰动运动模型的飞行器动态特性分析方法;针对参数变化不大和有较大变化参数的典型特性点进行了验证分析.结果表明,对于扰动量不大的特性点,基于线性扰动运动模型的稳定性与非线性扰动运动模型的稳定性分析结果一致;对于扰动量较大的特性点,基于线性扰动运动模型的稳定性与非线性扰动运动模型的稳定性分析结果存在差异.在对具有大动态环境的飞行器特性点进行动态分析时,必须要考虑模型的非线性影响.     

扇式折叠翼巡飞弹结构数值计算

采用数值仿真的方法计算了巡飞弹的结构特性,该巡飞弹具有栅格舵与扇式折叠翼,使用Patran软件建立结构模型,输入各部分结构材料属性,之后由有限元软件Nastran计算其固有模态。依据气动数据对巡飞弹的折叠翼进行了强度校核,采用Nastran进行静力计算,得出了在各马赫数下满足强度要求的最大飞行攻角。     

预置舵角下超空泡航行体运动过程弹道特性研究

为研究超空泡航行体在水平面机动转弯过程中的弹道特性,采用航行体头部设置预置舵角方法实现,开展了0°、3°和6°预置舵角下航行体自由运动的试验研究。试验在水池中进行,采用高速摄影观察不同预置舵角下的空泡演化过程,采用内测装置测量航行体运动参数,获得了不同预置舵角下超空泡航行体水平运动过程中的弹道特性。试验结果表明：当预置舵角为0°时,航行体侧向力由于非定常因素扰动小幅波动,但均值基本为0;当存在预置舵角时,随着预置舵角的增大,轴向力和侧向力不断增加;预置舵角可以控制超空泡航行体的弹道水平机动转弯,且预置舵角越大、弹道越容易转弯,但舵角过大会导致航行体弹道失稳。     

某型制导火箭弹控制系统设计与仿真

为了设计某型制导火箭弹的控制系统,并仿真验证其动态性能,文中首先由火箭弹运动方程建立其运动数学模型,在小扰动前提下,采用系数冻结法对运动方程进行线性化,求解出弹体传递函数。利用Simulink控制系统工具箱,建立控制系统仿真模型,由Signal Constraint模块优化出控制系统的参数。仿真结果表明该控制系统结构及参数设计合理,动态性能良好,为下一步研究奠定了良好的基础。     

基于非结构网格的格栅舵导弹数值模拟计算

格栅舵由小弦长的边框及其内部交叉放置的细薄格栅壁构成。作为一种新型的升力面，格栅舵具有失速攻角大、铰链力矩小等优点。本文采用非结构网格、利用商业软件CFX对亚／超声速条件下格栅舵导弹三维绕流流场进行了数值模拟，并与现有试验数据进行对比分析，符合程度较好。     

超声速下栅格舵展开过程数值模拟

栅格舵从折叠到展开的过程中气动特性变化剧烈,对展开可靠性和导弹整体气动特性的影响都比较大。针对栅格舵这种复杂的构造形式,生成了带有棱柱层的非结构网格,再结合重叠网格技术对栅格舵导弹超声速绕流流场进行了数值模拟,计算结果与风洞试验结果吻合较好。在此基础上,对超声速下栅格舵动态展开过程的非定常流场进行了数值模拟,分析了栅格舵导弹动态气动特性的变化规律。     

格栅翼组合体的超音速气动特性研究

介绍了超音速下格栅翼组合体的气动特性实验研究情况 .通过对两种格栅翼翼身组合体气动力实验结果的分析 ,以及与平板翼翼身组合体气动力数据的比较 ,阐述了格栅翼的气动特性 .结果显示格栅翼的阻力比平板翼的大 ,网格数越多阻力越大 ,在 M=2 .52 1 0时 ,斜置密网格格栅翼的升力大于平板翼的升力 ,削尖格栅翼的边框可以显著地减少格栅翼的阻力     

稠密大气层内火箭头罩动态分离过程数值模拟

利用弹簧近似和网格局部重构相结合的非结构动网格技术,耦合求解Euler方程及6DOF弹道方程,时间方向采用四步Runge-Kutta方法,空间方向采用改进的Barth和Jespersen通量限制器的通量矢量分裂方法,数值模拟稠密大气层内、超声速飞行状态下、内部有冲压发动机的火箭头罩分离动力学过程.研究结果表明,头罩开启过程中,高动压会产生严重的气动力扰动;头罩脱离火箭进入自由飞行状态以后,分离过程中气动力比惯性力大几个数量级,导致头罩的运动特性完全由气动力控制,姿态变化剧烈,分离存在很大风险;采用质心后移分离方案可行.     

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。     

格栅翼外形参数对气动特性影响的数值计算研究

用计算流体力学方法系统地研究了格栅翼的格数、格壁厚度、格壁前后缘倒角对格栅翼气动特性的影响。结果表明：格数增加使格栅翼的阻力和升力都增大,而阻力增大得更显著;格壁厚度对阻力影响较大,对升力影响较小,格壁厚度增大,格栅翼的阻力显著增大;格壁前后缘倒角使阻力明显减小,而对升力影响不大。     

非对称×形折叠翼巡飞弹气动特性数值研究

为了研究非对称×形折叠翼巡飞弹的气动特性,在保证弹径、弹长、舵翼的弦长和暴露展长相同的情况下,分别开展了对称×形折叠翼气动布局与非对称×形折叠翼气动布局巡飞弹气动特性的数值模拟,对比了两者侧向力系数、滚转力矩系数、升力系数以及阻力系数,发现与×形翼气动布局相比,非对称×形折叠翼气动布局产生了侧向力与滚转力矩。进一步分析了非对称×形折叠翼气动布局产生侧向力与滚转力矩的原因。结果表明:在亚音速条件下,非对称×形折叠翼气动布局的升力系数与阻力系数随着攻角和马赫数的增大而增大; 非对称×形折叠翼气动布局由于舵翼沿着弹身是非对称布置的,导致了非对称的气动干扰,从而产生了侧向力和滚转力矩。非对称×形折叠翼气动布局的侧向力系数随着马赫数的增大而增大,随着攻角的增大呈现先增大后减小再增大的趋势,滚转力矩系数随着攻角和马赫数的变化较为复杂。     

旋转尾翼鸭式布局导弹数值模拟

通过数值方法求解三维非定常N-S方程组,对旋转尾翼鸭式布局导弹绕流流场进行了数值模拟。研究了时间步长、旋转角速度对导弹气动特性的影响,并比较了与准定常计算结果的差异,重点分析了尾翼旋转的滚转控制特性。数值计算结果表明:尾翼旋转对纵向气动特性影响较小,对横向气动特性影响较大,滚转力矩随转速的增大而增大;尾翼旋转可以有效提高鸭式布局导弹的滚转控制能力。     

变后掠变展长飞行器动力学建模与动态响应分析

飞行器机翼后掠角和展长动态变化时,气动力、转动惯量、压力中心和质心等关键参数都发生剧烈变化。基于Newton-Euler方法建立了包含5个刚体的变后掠变展长飞行器的动力学模型,推导了由于变形所产生的附加气动力和气动力矩。在纵向上解耦简化了动力学方程,基于准定常气动力模型,分析了不同变形形式和变形速度下的纵向动态响应。研究结果表明,后掠角和展长的变化对动力学特性影响较大,但不同的变化速度对结果影响不大。通过合适的变形方式和变形速度的结合可以弱化变形过程中的动力学参数波动,减小控制系统的负担。     

格栅翼空气动力特性数值模拟研究

为了研究格栅翼的气动特性,采用数值模拟方法求解三维NS方程组,对格栅翼和平面翼战术导弹大攻角流场进行了数值计算,并重点分析了几何特征尺寸对格栅翼气动特性的影响。结果表明:与平面翼相比格栅翼具有失速攻角大、铰链力矩小等优点;格栅翼的格数、格壁厚度、剖面前后缘楔角对翼面法向力影响较小,对轴向力影响很大。