导弹滚动气动系数校验

在导弹研制过程中，飞行控制系统设计是基于计算得到的导弹气动参数作出的，为了提高其计算准确性，提出了一种利用飞行试验数据校验导弹滚动气动系数的方法，为此，首先建立了辨识所需的导弹滚动运动数学模型，然后提出了利用飞行试验数据对导弹滚动气动系数进行辨识计算的方法，由外干扰元法测量，而且是导弹滚动运动的重要驱动因素，因而也被作为一个未知参数的加以辨识，最后给了利用辨识结果校验滚动气动系数的方法。     

导弹构形的初步设计与筛选程序

介绍非圆形弹身导弹的气动系数的计算程序。该程序速率快，通用性好，便于应用，因而特别适合导导构架的初步设计。为便于识别有开发前景的候选构形，该程序的精度符合分析多种构形和飞行条件的要求。     

导弹大攻角中的一个气动问题

首先提出了导弹大攻角中一个值得重视和深入研究的气动问题，即导弹“X字型”状态下M数2．0附近俯仰力矩存在较严重的非线性问题；接着对此问题进行了初步的分析和讨论。通过对十字翼轴对称导弹气动外形“ X”矛盾固有性的阐述，揭示了“ ”、“X”状态下全弹气动特性差异的主要原因；通过对“X字型”状态下M数2．0与M数3．0气动特性差别的分析，表明了M数2．0附近气动力非线性严重的几个主要影响因素；论述了mz非线性与导弹极限攻角的关系以及影响α*的主要因素，并提出增大α*的综合改进措施。     

气动加热参数辨识在型号设计中的应用

针对战术导弹飞行试验的温度实测问题，通过测量弹体表面的温度。引入敏感系数，提出弹体表面气动加热热流的参数辨识方法。解决了该参数辨识定解问题的不适定性，从而获得导弹飞行全程的气动加热热流信息。飞行试验表明，通过参数辨识可获得较现有气动加热计算方法更为精确的结果，能提高设计的准确度。该计算方法在导弹设计中有较大的应用价值。     

地空导弹气动外形/总体参数一体化优化设计

地空导弹气动外形／总体参数一体化优化设计是导弹总体设计中的重要组成部分，本文选取导弹的发射重量和导弹在遭遇点处的可用过载为优化设计的评价指标，各项战术技术要求为优化设计的约束条件，利用外点罚函数法建立优化设计的综合目标函数，选取若干对导弹总体性能影响较大的导弹总体／气动外形参数为优化设计的设计变量，采用理论弹道计算用数学模型和气动力系数的半经验工程算法，建立优化设计的数学模型，寻优方法要用直接地优     

轴对称型飞行器气动参数辨识研究

本文针对轴对称海防型号飞行器的特点，尝试在弹道坐标系内建立了气动参数估计的数学模型，较之传统的体系内建立的数学模型，其非线性程度小，方程间的耦合程度大大减弱，考虑到轴对称气动特点，使特估参数大大减少，有效地提高了估计效率。文中同时对气动参数可性做了一定的分析。某民导弹的模拟辨识结果表明所建立的数学模型及估计过程正确，有效。最后采用某次飞行打靶的实测数据进行了气动参数的辨识，弹道重构的结果令人满意。     

一种基于当地流活塞理论的超音速导弹气动伺服弹性分析方法

运用当地流活塞理论计算导弹的非定常气动力，在状态空间内实现了气动弹性系统与控制系统的耦合，并进行了时域分析。对某典型导弹的气动伺服弹性问题算例，计算了不同马赫数、不同迎角以及不同的传感器安装位置对导弹气动伺服弹性特性的影响，同时考察了控制系统的引入对不同刚度弹体气动伺服弹性特性的影响。算例结果与理论分析相吻合，表明该方法能简便的对全机、全弹复杂外形的气动伺服弹性正问题进行高效准确的分析，在较大范围的马赫数和迎角内都能得到可靠的结果。     

可变形翼导弹动态气动特性的仿真研究

导弹发射后,飞行高度从近地面到高空域,气压、温度变化巨大,同时飞行马赫数也从低速到超声速、高超声速。在不同飞行阶段稳定性能和升阻比需求不同,对导弹气动性能要求不同。固定外形导弹的气动性能难以适用于不同的飞行任务,而可变形翼导弹通过改变翼面的形状,实现外形上的变化,从而适应不同的作战环境。通过分析可变形收缩弹翼不同收缩速度(快速、中速、慢速3种状态)的气动性能,研究了导弹气动性能随弹翼收缩速度变化的规律,揭示了升力系数和阻力系数随弹翼的收缩速率的线性变化特征。同时还分析了变形前后导弹附近流场的压强、速度和温度的变化,以及这些物理量对导弹的影响。结果表明,伸缩翼改变了翼面面积和展弦比,弹翼伸长时具有高升阻力,适合亚声速巡航,弹翼收缩可以减小高马赫数飞行时阻力,提高导弹射程。     

高超音速飞行器气动特性工程计算

计算了某高超音速火箭的气动特性 ,并用风洞试验数据进行比较 ,验证了计算方法是可靠的。在此基础上 ,用该方法计算了高超音速导弹各种常见外形的气动特性 ,形成数据库 ,便于今后在工程上应用     

导弹气动特性工程计算通用程序设计与研究

以三级以下弹箭常见的气动外形为计算模型，编制了气动特性工程计算通用程序（ADM系统），该软件适用于计算马赫数0～10、飞行攻角0～30°范围内多种火箭和导弹的气动参数。利用风洞实验数据详细检验了计算误差，除跨音速段外，升力、阻力系数计算误差分别小于3％和3．5％，压心系数误差小于1％。经过防雹火箭和探空火箭使用验证，该程序用于火箭设计是可靠的。     

捷联惯性测量组合的一种新型测试方法

针对某型号导弹的单元测试提出了一种新型测试方法，并建立陀螺和加速度计的数学模型方程，根据工程应用对模型方程进行简化，推导出模型方程的各个系数，提供给控制系统进行实时补偿。该方法已成功地应用于某型号导弹的单元测试。     

一种新型气动舵系统的建模与分析

针对某超音速导弹用气动舵系统进行研究,描述了舵系统的基本结构和工作原理;对气动舵系统各组成部分进行了分析,建立了全参数舵系统工程仿真模型,并对整个舵系统数学模型进行了仿真研究。通过研究该模型可以方便的分析各个参数对舵系统性能的影响,有利于改善系统的静、动态性能,对气动舵系统的研究有重要意义。     

锤头体弹性振动跨音速气动阻尼系数的确定

通过研究锤头形运载火箭跨音速飞行时，箭体结构的弹性振动与气体运动的耦合效应，描述了用全弹模型的风洞实验和非定常数值计算、确定气动阻尼系数的技术和方法，分别给出了实验和数值模拟的结果，并对结果进行了对比分析。结果表明，在气动阻尼实验中，模拟低阶固有模态的前节点位置是非常重要的，该方法可以作为研究航天飞行器非定常飞动特性的一种方法。     

高超声速导弹多场耦合仿真

为准确预测高超声速导弹气动力与气动热环境，采用分区求解方法，实现气动力/热/结构多场耦合计算，并通过与试验值对比确立了耦合仿真方法的有效性。建立大长细比高超声速导弹仿真计算模型，对导弹弹体结构变形、温度场和压力场进行了数值模拟。仿真结果表明：弹体结构随着攻角增加发生轴向拉伸和横向弯曲；拉伸变形主要由气动热引起，弯曲变形主要由气动力引起；导弹头部气动热与气动力载荷大；耦合效应随着导弹攻角增加更加明显，造成导弹气动热力学环境更加严酷。     

平流层飞艇外形气动特性分析

结合某平流层飞艇的外形设计，文章采用数值模拟的方法研究了平流层飞艇外形的气动特性。基于雷诺平均N—S方程，采用非结构网格的有限体积方法进行了求解；空间离散分别采用了Jameson的中心格式和Osher逆风格式，时间离散则采用五步Runge—Kutta格式；紊流模型分别采用了S—A一方程模型M—SST两方程模型。本研究有助于了解平流层飞艇的气动特性及气动外形设计过程中存在的问题，为平流层飞艇设计提供参考依据。     

鸭式布局旋转导弹气动特性研究

对鸭式布局旋转导弹气动特性研究进行了综述。介绍了旋转气动特性、鸭式布局气动特性,以及鸭式布局旋转气动特性的研究成果。鸭式布局旋转导弹的流场中包含丰富的涡系结构,其气动特性存在典型的非线性、非定常特点。数值计算和风洞试验表明,纵向气动特性随转速变化不大,用准定常理论可解决旋转弹纵向气动力计算问题;导弹的马格努斯效应随攻角变化呈现非线性变化趋势。定常和非定常数值计算研究表明,鸭式布局前升力面产生的非定常自由涡是影响导弹气动性能的关键。     

高超声速滑翔飞行器再入气动系数改进拟合模型

为提升高超声速滑翔飞行器再入气动系数的刻画精度,基于公开的CAV-H气动系数数据,本文提出了一种改进的高超声速滑翔飞行器再入气动系数拟合模型。首先,建立攻角二次项和马赫数负指数幂项相结合的气动系数拟合模型。其次,利用多元非线性最小二乘法对模型进行参数辨识,并采用拟合优度评价了该模型对气动系数数据的解释程度。然后,依据该模型从升阻比角度分析了气动模型飞行特点。最后,对本文改进模型进行数据拟合仿真,分析升阻比特性,并进行再入轨迹优化任务仿真。气动数据拟合实验表明,与现有典型模型相比,改进模型拟合误差降低,拟合优度进一步提高。不同定升阻比的飞行仿真实验表明,应用改进模型可全面刻画再入滑翔飞行特性。再入滑翔飞行任务仿真结果表明,相较于对比模型,改进模型得到的再入轨迹更为平稳。     

便携式红外寻的防空导弹——气动外形

结合本类导弹红外寻的、旋转弹体、单通道控制、筒式发射等特点及惯用的部位安排形式，讨论了采用鸭式“＋×”气动布局的原因，介绍了在气动外形设计时需要考虑的问题。     

随动系统去耦能力研究

阐明了稳定回路的基本原理，分析了测得去耦系数不同的机理，对典型回路进行仿真，即通过加大速度回路的增益提高去耦系数，通过滤波提高信噪比。     

超音速下某一维弹道修正弹丸气动特性的数值模拟

为了研究超音速下某型号一维弹道修正弹的气动特性,以可压缩非定常的三维无量纲化Navoer-stokes方程为控制方程,采用结构化网格对其进行了CFD数值模拟计算.数值计算结果显示了其阻力系数、升力系数及俯仰力矩系数在不同马赫数及攻角下的变化情况及其压力等值线分布图.数值模拟得到的气动特性结果与实验值几乎吻合.为今后弹丸的气动设计和进一步深入研究提供了一定的依据.