超远程火炮弹药的无控及滑翔弹道优化研究

研究并揭示超远程炮弹无控段及滑翔段的弹道特性.建立无控弹道数学模型和大气数学模型,研究初始射角和发动机点火时间的双参数寻优以及弹道下落段最佳起始滑翔点的确定,建立弹道滑翔段最优控制数学模型,研究最优滑翔弹道.超远程弹弹道无控段采用初始射角和发动机点火时间的双参数寻优使无控射程最远,弹道下滑段根据弹道高度确定最佳起始滑翔点,通过将变终值时间的双边界值最优控制问题转化为方便求解的固定终值时间的优化问题,提出求解超远程弹最优滑翔弹道实际工程问题的有效方法.     

高空远程滑翔鱼雷控制系统设计与仿真

针对已有的滑翔鱼雷进行改进,提出一种新型的高空远程滑翔鱼雷.这种滑翔鱼雷通过加装在鱼雷腹部的助推火箭进行低空突防,以实现远距离打击敌方潜艇的目的.分析高空远程滑翔鱼雷的工作流程,分别建立了无动力滑翔段、低空突防段和反推减速段六自由度非线性运动学和动力学模型.指出三段弹道的特点,并进行弹道设计,提出控制系统的总体要求并设计各弹道相应的控制律.基于MATLAB Simulink中Air Weapons_Torpedoes工具箱设计仿真平台,结合总体方面计算出的流体动力参数对空中全弹道进行仿真.结果显示在该控制律下,高空远程滑翔鱼雷具有明显的增程效果和一定的突防能力,实现了预先设计的弹道.     

考虑导引头多约束的滑翔制导炮弹弹道规划

为提高制导炮弹在大着角情况下导引头捕捉目标的速度，减小末制导起始点角度偏差，在传统制导炮弹方案弹道规划方法(trajectory programming method, TPM)的基础上考虑末制导段，提出一种考虑导引头多约束的弹道规划方法(trajectory programming method-constraints of seeker, TPM-CS)。根据导引头最大探测距离建立末制导起始点约束，根据弹目几何关系和导引头视场角建立攻击路径约束，并建立最小化前置角和控制变量幅值的目标函数。为实现制导炮弹初始弹道倾角、偏角、火箭点火时间、滑翔启控时间、导引头开启时间等参数的最佳匹配，建立了5阶段弹道规划模型，并采用多阶段Radau伪谱法将该弹道规划问题转化为非线性规划问题，最后调用非线性规划求解器SNOPT进行求解。选取不同性能参数的导引头进行仿真，分析了导引头最大探测距离和导引头视场角对方案弹道的影响。将文中提出的弹道规划方法与传统弹道规划方法进行对比仿真，结果表明，相比于传统方法，文中所提方法规划方案弹道的末制导初始角度偏差缩小71.590%,导引头对目标保持照射状态的时间延长6...     

滑翔增程弹稳定储备量的优化设计与仿真

稳定储备量是保证弹丸稳定飞行的前提.本文结合某滑翔增程弹的结构参数和数学模型,对有控滑翔增程弹的稳定储备量进行了优化仿真.通过仿真验证,得出了有控滑翔增程弹稳定储备量的最佳设计范围,对于气动力设计、控制系统的设计及总体结构设计具有重要价值.     

高空远程滑翔UUV气动参数仿真与估算研究

为了研究高空远程滑翔UUV气动参数特性,运用计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)理论,采用结构和非结构分域混合网格方案,确定计算域、边界条件、求解Navier-Stokes方程对亚音速下高空远程滑翔UUV三维绕流流场进行数值模拟。仿真数据与估算数据进行对比,分析UUV的纵向气动特性、横向气动特性和操纵导数特性,结果显示,仿真数据与计算数据吻合较好,并且其气动特性满足航行器的低阻特性和静稳定性的要求,两种计算方法的准确性进行了相互验证,不仅利于下一步进行航行器的操纵性、稳定性和弹道特性研究,而且为进一步完善设计和模型加工试验提供重要依据。     

近空间高超音速滑翔机的滑翔特性研究

解析估算了近空间高超音速滑翔机的平衡滑翔初始点,以及其初始状态与滑翔能力的关系;数字仿真分析了其初始值与飞行距离、动压、相对驻点热流、相对总加热量、马赫数等的关系;给出了有关近空间内滑翔数千公里的滑翔特性的分析结论,给出了进入滑翔状态和退出滑翔的方法.     

弹头引信飞行气动热数值模拟及传热规律研究

炮弹、火箭弹增程后射击精确度明显下降,并且出现瞎火甚至早炸问题,而飞行气动热是火箭弹弹头引信热特性的主要影响因素.以某型号火箭弹为研究对象,通过Fluent软件仿真,获得了火箭弹引信在弹道飞行过程中,各个时刻的驻点温度和锥面空气附面层温度分布.通过对内部传热模型的建立和瞬态解算,揭示了弹头引信内部各关键点的热变化规律.仿真结果显示:温度变化对速度变化具有很好的跟随性,并能为引信电源热利用提供依据.     

基于拟平衡滑翔的数值预测再入轨迹规划算法

针对高超声速飞行器三维约束再入轨迹规划问题,提出一种基于拟平衡滑翔条件的数值预测再入轨迹规划方法.该方法在以倾侧角为控制量的基础上,增加对攻角的控制作用,能够充分利用再入飞行过程中的拟平衡滑翔条件.根据飞行路径角剖面和攻角剖面分别对再入航程和终端速度进行数值预测;借助拟平衡滑翔条件计算能够保持平衡滑翔飞行的倾侧角,同时将飞行过程约束转化为对倾侧角的约束;以CAV-H再入飞行器为例进行仿真分析.仿真结果表明,该数值预测轨迹规划算法不仅能够使CAV-H的再入轨迹具备平滑弹道的优良特性,而且对目标点的改变具有很强的适应性.     

高速火箭弹的气动加热计算

研究了高速大长径比火箭弹在弹道飞行中由于气动加热而引起的温度分布,为设计提供参考数据.通过理论研究,建立数学模型,运用数值计算方法对全弹体在全弹道上进行气动加热计算分析,得出了火箭弹在弹道飞行中,由于气动加热而引起的温度分布.运用数值计算的方法可以在设计阶段为高速火箭弹的设计提供气动加热方面的参考数据.     

基于六自由度模型的高空动态滑翔探究

动态滑翔技术是一种新兴的飞行器增程技术,通过从横向梯度风场中获取能量,有效减少了飞行器能量消耗。相对于近地表小型无人机,动态滑翔技术在高空长航时飞行器的应用中需要额外考虑存在的持续侧风影响,侧滑角的影响不能直接忽略,对飞行动力学模型提出了更高的要求。基于六自由度方程的高空动态滑翔动力学模型进行了动力学建模,以代替传统的质点模型;针对高空动态滑翔的能量变化原理进行了推导;分析了高空风场对动态滑翔无人机的影响及最优风场能量获取方法及能量节约效率,并通过飞行仿真验证了高空风向对动态滑翔的效果影响。研究结果表明:基于六自由度方程的高空动态滑翔动力学模型能够更真实地反映高空动态滑翔动力学特点;动态滑翔能够有效提高高空飞行器续航能力;高空风向对动态滑翔效率有明显影响。     

弹箭弹道参数对气动参数灵敏度分析

在弹箭飞行过程中,由于各种随机因素的干扰,弹箭飞行动力学模型中弹道参数将发生随机变化.给出考虑角运动时弹箭动力学系统数学模型的弹道参数对气动参数灵敏度计算方法.通过实例进行仿真模拟,分析弹道参数对气动参数的变化规律.     

家燕翅展翼型的气动特性

对家燕滑翔时的后掠形姿态翅翼和完全展开形姿态翅翼进行了三维重构,获取了每种形态下4条不同展弦比的翼型。利用FULENT里的S-A模型对获取的翼型进行了气动特性模拟分析。结果表明:两种姿态下的翅翼最大升阻比攻角范围均在3°～5°,展弦比在35%处的翼型具有最优的气动特性。分析指出:后掠形姿态翅翼展弦比在35%处的翼型前缘半径较小,最大厚度位置靠近后缘且翼型线性曲率变化较慢,是产生较优气动特性的原因。     

某型伸缩机翼无人机的性能分析

由于众多机翼变形方式中,伸缩机翼能提供一种较为简单的一维变形方式,使得在机翼的气动特性发生较大变化时,无人机能获得不同飞行状态下较优的飞行性能.为评估机翼伸缩带来的性能收益,使用雅典娜涡格法程序(AVL)作为气动分析工具,对安装有伸缩翼的某型无人机进行气动分析与性能计算,并研究伸缩机翼变形机构带来的额外增重对性能的影响.分析结果表明:在相同攻角范围下,伸缩机翼的最大升阻比提高36.57％,最大升力系数提高34.85％;伸缩翼无人机的阻力、航时与航程、起飞与着陆距离等性能收益,受变形机构带来的机翼额外增重影响,并且增重量越大,伸缩翼无人机的性能收益越少.     

高速火箭弹的气动加热计算

研究了高速大长径比火箭弹在弹道飞行中由于气动加热而引起的温度分布，为设计提供参考数据．通过理论研究，建立数学模型，运用数值计算方法对全弹体在全弹道上进行气动加热计算分析，得出了火箭弹在弹道飞行中，由于气动加热而引起的温度分布．运用数值计算的方法可以在设计阶段为高速火箭弹的设计提供气动加热方面的参考数据．     

民用飞机前缘增升装置气动特性试验研究

在民用飞机增升装置低速半模风洞试验的基础上,针对内缝翼和短舱导流片进行了前缘增升装置气动特性试验研究,分析了内缝翼长度对增升装置升力系数的影响,比较了短舱导流片在起飞和着陆状态下的气动特性.试验结果表明,增升装置线性段升力系数不受内缝翼长度的影响,失速区升力系数和CL max随内缝翼长度增加而增大;模型安装短舱导流片后,最大可用升力系数、CL max和失速迎角明显增加,升阻比和俯仰力矩特性在失速区也得到了改善,且线性段气动性能没有发生大的改变.     

底排-火箭复合增程弹外弹道参数匹配与分析

目的　研究满足增程弹增程率要求的合理外弹道参数匹配关系 .方法　通过建立复合增程弹的外弹道模型 ,对弹丸的外弹道参数进行了计算 .结果通过外弹道参数计算获得了满足增程率要求的外弹道参数匹配关系 .结论　利用获得的外弹道参数 ,可使复合增程弹的射程满足增程率的要求     

亚声速自由射流装置喷管-进气道位置关系

为了预测航空发动机高空模拟自由射流试验中飞机进气道-发动机组合体前方的亚声速流场特性,优化试验舱的气动设计,采用CFD方法在亚声速自由射流和真实大气飞行条件下对某战斗机进气道的外流场进行数值模拟。结果发现进气道距离喷管出口太近会使流场相似度下降,飞行马赫数、攻角和发动机进气流量都会对进气道的最佳安置距离产生影响。     

吸气式高超声速飞行器控制系统设计

为实现吸气式高超声速飞行器的姿态控制,需要对其复杂的气动特性进行分析,并完成控制系统的设计.通过研究高超声速飞行器风洞实验数据,分析其气动特性,即升力系数、升阻比和纵向总力矩系数在不同Ma时随攻角变化的规律进而进一步计算出纵向动力系数,研究其纵向动态稳定性.最后,基于气动分析设计了攻角反馈控制和法向过载控制两种不同的控制回路,分别计算出其时域和频域特性.实验结果表明:吸气式高超声速飞行器既能满足纵向动态稳定性,又具有良好的控制性能.     

基于计转数定距技术和导程的弹道工程算法

针对计转数定距技术在不同弹道情况下的适用性进行了分析,提出了一种基于转数和导程的弹道工程计算方法.使用空气动力学原理对弹丸飞行过程中导程的变化进行了理论分析,探讨了影响导程变化的主要因素及变化趋势,得出计转数定距技术适用于低伸弹道和曲射弹道上升段,且在弹道设计时应尽量避开跨音速区.通过试验验证了该工程算法,结果表明:计算结果与实际吻合度较高,该算法可以用来反算计转数定距所需转数,为计转数定距空炸技术的设计计算及工程研制提供参考.     

可变弯尾飞行器气动设计研究

可变弯尾飞行器的气动方案是高超声速机动的潜在可行方案。利用内伏牛顿流理论计算分析了此类飞行器的高超声速气动特性,提出了气动设计的关键问题。采用加权多目标法和多目标遗传算法对此类飞行器进行了气动布局的优化设计,分别研究了配平务件下的升阻比和铰链力矩问题,以及铰链力矩、操纵效率与飞行器质心位置和弯尾部分长度的相互关系。研究表明,应通过合理的布局优化设计,使弯尾角等于或接近于其自由漂浮角,设计诀窍是使弯尾部分的质心及压心设计在弯尾的铰链轴上,即三心合一。合理的布局设计可以使可变弯尾飞行器具备弯尾控制效率高、升阻比大且铰链力矩小的特性。