卷弧翼火箭弹圆锥运动收敛速度计算方法

为研究卷弧翼火箭弹圆锥运动稳定情况下的收敛速度,以章动角坐标系下描述其运动性态的微分方程组为基础,运用小偏差线性化方法和劳斯判据得到了卷弧翼火箭弹圆锥运动的渐近稳定性判别条件.在满足该条件的情况下,推导了圆锥运动收敛速度的通用计算公式,并指出圆锥运动的过渡过程是指数收敛过程和振荡收敛过程的叠加.算例表明,该计算公式所得结果与原非线性方程组所得结果吻合较好.最后,指出只适用于小锥角情况是该方法的局限性,并给出了进一步的研究方向.     

战术火箭/固体火箭发动机一体化优化设计

在综合考虑发动机内弹道性能与火箭外弹道关系的情况下，融内外弹道为一体，系统分析了发动机装药参数，燃烧室设计参数、喷管设计参数、尾翼参数对发动机性能及全弹性能的影响，针对远程战术火箭，建立了火箭总体／固体火箭发动机一体化优化的模型。在所建模型基础上，以火箭弹总体性能最佳目标，对总体和发动机设计参数以及药柱几何参数同时进行优选，完成了九个变量的寻优计算，取得了满意结果。     

大长径比卷弧尾翼火箭弹气动特性数值研究

采用CFD方法对大长径比卷弧尾翼火箭弹流场进行了模拟,对比风洞实验数据,验证了数值方法可靠性.对比单个弹体和翼身组合体的气动特性,得到了卷弧尾翼对全弹气动特性的影响.利用正交设计方法,建立以卷弧尾翼6个几何参数为因素的正交数值实验表,得到卷弧尾翼几何参数对各个气动系数的影响.分析零安装角卷弧尾翼在超音速下零度攻角时流场,指出翼面压力分布差异,得到自诱导滚转力矩产生机理,同时分别指出超音速时其随攻角、曲率半径、展弦比和马赫数的变化趋势.     

快速访问回归轨道与弹道一体规划

针对地面发射快速响应空间需求问题,考虑轨道参数和弹道参数之间互为输入、深度耦合的实际,首先根据简化弹道模型给出了快速访问回归轨道设计方法,然后以轨道参数为输入开展快响火箭弹道规划,在此基础上以规划得到的弹道参数修正简化弹道参数,通过不断迭代,直至简化弹道参数与规划得到的弹道参数之间的误差满足要求,进而得到了满足任务需求的快响回归轨道及弹道参数。具体算例证明了该方法的可用性和有效性,可为快速响应轨道及弹道规划提供理论路径和技术支撑。     

火箭弹卷弧尾翼结构优化设计

为使火箭弹卷弧尾翼在承受特定气动载荷情况下的自身结构质量最小,对其进行了结构优化设计.以包括尾翼弦长、厚度、前缘后掠角等在内的6个几何参数作为设计变量,对应的强度和变形量为约束,以有限元法为分析工具,以非线性规划为搜索算法在整个设计空间里进行优化计算,取得了较好结果,卷弧翼减重效果明显.随后对优化结果进行权重分析,得到了对优化目标和约束影响较大的设计变量,分别是卷弧的圆心角和翼片厚度.最后,讨论了包括气动优化在内的进一步研究方向.     

火箭弹计算机射表编制方法

提出了火箭弹计算机表编制方法，建立了火箭弹弹道计算机仿真物理和数学模型，并对相关技术问题进行了探讨，给出了部分计算结果。本文列举了计算机射表软件的八大功能。火箭弹计算机射表对火箭弹研制、试验和使用具有重要意义。     

火箭弹折叠翼展开过程的计算与试验研究

折叠翼以其结构简单、占用空间小的特点,在导弹武器中得到了越来越多的应用.文章以某型旋转火箭弹的设计为例,通过计算和试验对比的方式研究了其纵向折叠式尾翼的展开过程.结果表明,计算结果和试验结果的吻合度较好,计算模型准确反映了该型折叠翼的展开过程,且该型火箭弹的折叠翼展开同步性较好.     

航天飞机飞行稳定判据初探

航天飞机在大气层中的飞行稳定性分析属于非线性动力学系统范畴.通过分析其运动方程组的导算子矩阵,得出了航天飞机高机动大攻角飞行的稳定性判据,同时指出,BATCM分析方法是航天飞机飞行稳定及控制分析与设计的有效途径.     

扭曲尾翼弹箭的马格努斯数值研究

为提升掠飞攻顶弹箭较高转速下的飞行稳定性,运用数值计算方法研究了弹体-扭曲尾翼组合体在飞行过程中的马格努斯效应气动机理,并应用标准尾翼弹(BFM)模型的实验数据对数值方法进行了验证。分别研究了带有平板尾翼和扭曲尾翼弹体模型的马格努斯力和力矩随攻角的变化规律,并针对弹体弹翼组合体产生马格努斯效应的机理深入分析。结果表明,扭曲尾翼可有效改善翼面的压力分布,并降低弹体对翼面马格努斯效应的干扰,在大攻角时其表现更胜一筹;弹体所受马格努斯力较大,主要集中在受到涡对称畸变的尾锥部;尾翼主要由于弹体干扰以及几何外形的影响马格努斯力集中在尾部,两者产生的马格努斯力矩数值相差不大,但方向相反。     

远程战术火箭控制方案研究

按照由简到繁的顺序，提出三种控制方案并进行了弹道控制仿真计算，分析了各方案的弹道精度，研究适合远程战术火箭弹的控制方案及设计要求，并考察了固体姿控发动机作为执行机构的可行性，认为其具有不少优点，可以满足远程战术火箭的技术要求，但其质量仅略重于空气舵。     

随动推力作用下柔性旋转飞行器稳定性分析

针对柔性旋转飞行器动力学问题,考虑了飞行器转速的作用,建立了计入陀螺力矩及随动推力影响的运动方程并分析了系统的动力稳定性问题。将柔性旋转飞行器简化为带有附加质量的非均匀转子结构,考虑陀螺力矩及随动推力的影响,采用剪切变形对轴向位移有影响的Timoshenko梁模型,基于有限元方法建立了运动方程,分析转速、剪切刚度及附加质量等因素对系统稳定性的影响,发现了转速作用下旋转飞行器刚体和弹性体模态耦合的新现象。结果表明：剪切刚度较小时,剪切变形对临界推力有较大影响;附加质量的大小及位置对临界推力和不稳定域有重要的影响;转速一般会诱发非均匀转子系统的弯曲模态与刚体模态合并为一个耦合模态,致使系统产生动态失稳。     

推力作用下变质量柔性自旋飞行器稳定性分析

针对变质量柔性自旋飞行器推力作用下稳定性问题，以Timoshenko梁为模型，考虑陀螺效应和剪切效应，基于有限元法建立系统振动方程，分析质量变化、推力作用和自旋转速对系统振动的影响，采用自适应Newmark法求解系统的振动响应。结果表明：质量和推力能够改变固有频率、进动频率和临界转速；受质量变化影响，自旋转速与临界转速相等时，飞行器发生短暂共振，共振响应峰值最大时刻与此重合时刻相比稍有延迟。     

再入弹头大攻角俯仰运动的非线性状态反馈控制

为提高大攻角飞行时具有非线性特性的姿态系统的控制精度,在弹头俯仰运动的非线性数学模型基础上,以弹头攻角为被控制信号,尾翼偏角指令为输入信号,设计了一种全状态反馈非线性姿态控制律,并进行了仿真试验。结果表明,所设计的控制律的稳态精度高、动态响应快。     

大气层外质量矩控制自旋拦截器的姿态机动效果分析

针对大气层外质量矩控制自旋拦截器的特点,建立了具有一个可任意活动质量块的拦截器六自由度动力学数学模型;并基于带有一个沿径向运动质量块的姿态动力学模型,分析了姿态控制机理及结构参数对姿态控制效果的影响,通过仿真验证了分析的有效性,为拦截器姿态控制系统的设计奠定了基础。     

翼柱形药柱模拟发动机火焰传播规律研究

翼柱形药柱模拟发动机的翼槽结构对点火瞬态过程的火焰传播规律存在着潜在的影响.通过试验分析不同质量流量的点火剂燃气以不同的角度喷射到翼柱形药柱模拟发动机的推进剂表面时的火焰传播规律,发现火焰峰传播到翼槽区域后,尾部翼槽底部区域被最后点燃.通过对试验进行数值仿真分析可知,压缩在翼槽底部温度较低的气体减弱了高温燃气与推进剂的...     

旋转条件下固体火箭发动机燃烧室气-固两相湍流流动数值模拟

以不可压Ｎ－Ｓ方程为基础，在旋转相对坐标系中，采用贴体坐标和ＳＩＭＰＬＥ法，对给定结构的旋转固体火箭发动机燃烧室诬蔑一中气－固两相湍流流动进行了数值模拟。不同时刻燃烧情况的计算结果表明：旋转对固体火箭发动机燃烧室燃气流动结构的影响随着燃烧肉厚而退移而显著增强；在发动机药柱的前翼燃烧消失后，前封头开口区域的气－固两相切向涡开始为得热烈，切向涡的分布呈现Ｒａｎｋｉｎｅ特点，在发动机前开口区域涡的固synw     

丁羟推进剂配方燃速调节及成本分析

介绍了一种调节丁羟推进剂配方燃速并降低生成成本的方法，即固定细ＡＰ和２７含量，降低球形ＡＰ的质量平均直径，使中燃速丁推进剂燃速提高达到预定值。     

Spacecraft detumbling using movable telescoping appendages

The dynamics of detumbling a randomly spinning spacecraft using externally mounted, movable telescoping appendages are studied both analytically and numerically. Two types of telescoping appendages are considered: (a) where an end mass is mounted at the end of an (assumed) massless boom; and (b) where the appendage is assumed to consist of a uniformly distributed homogeneous mass throughout its length. From an application of Lyapunov's second method, boom extension maneuvers can be determined to approach either of two desired final states: close to a zero inertial angular velocity state and a final spin rate about only one of the principal axes. Recovery dynamics are evaluated analytically for the case of symmetrical deployment. Numerical examination of other asymmetrical cases verifies the practicality of using movable appendages to recover a randomly tumbling spacecraft.     

自旋弹道导弹动力学与控制

弹道导弹主动段自旋飞行是一种新的构想,旨在对抗激光武器拦截,实现主动段突防.导弹自旋飞行引起的运动耦合、控制耦合及其它效应可能导致弹体失稳,实现较强耦合作用下弹道导弹自旋飞行姿态稳定控制是亟待解决的问题.文中建立了自旋弹道导弹的动力学和控制频域模型,分析了几种主要耦合作用对系统的影响,将系统开环传递矩阵分解为动力学耦合和控制耦合两部分,结合古典和现代频域方法进行了姿态控制系统设计研究,采用根轨迹方法分析了运动耦合对自旋弹道导弹性能的影响,用动态预补偿技术实现姿态解耦控制.仿真结果表明,方法有效改善了低滚速较强耦合条件下自旋弹道导弹姿态控制性能.