弯头机动弹头再入螺旋弹道分析

针对弯头双锥机动弹头，采用内伏流牛顿方法和Euler方程数值方法计算气动力，并与六自由度弹道方程组耦合计算，分析了再入过程中的螺旋弹道特性以及滚转角速度和弹头几何参数等对螺旋弹道的影响，最后分析了利用控制质心横向运动来控制弹头滚转的方法。     

一种翼身组合体的气动概念设计

翼身组合体具有较高的升阻比,可进行较大范围的机动,而且还可以提高落点精度、扩大再入走廊、降低热流峰值并降低过载.本文采用模线设计方法设计横截面控制点,借鉴航天飞机气动力工程计算方法发展了一套可以预估翼身组合体飞行器纵横向气动力的工程计算方法.提出并建立了翼身组合体飞行器的优化设计模型并进行了计算,获得了带后掠下反翼的翼身组合体优化方案.对其升阻比特性、质心设计、稳定性问题、滑翔飞行特性及气动热环境进行了预测和讨论.研究表明,带后掠下反翼的翼身组合体方案可以在较小攻角时获得较大升阻比,纵横向稳定且具有较大的滑翔距离和滞空时间,是一种潜在的高超声速机动方案.     

机动式再入弹头小滚转气动力风洞试验技术

基于气浮轴承的自由滚转式小滚转力矩测量系统的风洞试验技术,针对传统的惯性再入武器向再入机动武器发展需求,利用多孔光栅及高灵敏度光电传感器测量带小突起（如边条,小配平翼）的非轴对称模型自由滚转状态下的角速度随时间的变化过程。采用理论验证、最小二乘拟合、动力学仿真计算等方法,建立相应滚转力矩气动力模型进行试验数据处理和分析。风洞试验结果显示,数据大小合理,规律性好,同时可获得试验模型在滚转运动中的滚转气动力随时间的变化曲线,以及任意滚转角位置的小滚转静力矩,能够满足机动式再入弹头小滚转气动力测量试验的发展需求。     

高超声速湍流二维压缩拐角压力和热流分布的工程计算方法

1.引言 机动弹头控制翼上的压力和热流分布是工程设计者十分关心的问题。由控制翼引起的激波将和粘性边界层发生干扰,特别是当控制翼折角大于同样来流条件下的起始分离角时,边界层将在翼前分离,并在翼面上再附,从而使翼上及附近的流动变得十分复杂。对层流二维分离流动,数值计算给出了符合实验的结果。对二维湍流分离流的     

远程弹头机动突防方案初步研究

提出了战略弹头机动突防的思想，研究了弹头轴向及法向机动时拦截弹进行成功拦截所需过载的计算方法，通过算例说明了弹头法向机动方案能够大大提高弹头的突防性能，并指出采用这种方案后，通过导航制导控制规律的设计还有可能提高弹头的落点精度。     

带控制舵飞行器机动特性研究

研究带控制舵双锥外形再入飞行器的机动特性。文章首先利用“部件叠加法”,通过对干扰因子和等效攻角等概念的引入,发展了一套可以计算该类飞行器纵横向气动力的工程计算方法。其次,文章通过大量计算,分析研究了该类飞行器的配平特性。最后,利用气动力与六自由度弹道耦合方法,研究分析了此类飞行器实现射面拉起/下压机动飞行及空间锥形机动的舵面控制规律。     

机翼及振动襟翼的非定常气动力计算

 <正> 1.引盲 研究细长翼及其前缘襟翼大幅度振动所引起的气动力,有助于了解非定常流的一些特点,对未来高机动飞机的设计和飞行控制也有重要意义。计算这种情况的气动力,因涉及大尺度非定常分离流问题,需要能模拟自由涡面变化的位流方法,如常值偶极子格网法〔‘、涡格法山。〕和混合涡法〔‘〕。这些方法及其应用还在发展中〔,,。〕。为拓展位流方法的应用范国,本文就涡格法对单、双三角翼带振动前缘襟翼的气动力进行了探讨     

平板-控制翼缝隙热流分布的激波风洞实验

1.引言 高超声速机动飞行器(如航天飞机、机动导弹等)的气动控制翼,为了转动灵活,在弹体和控制翼之间总有一定宽度的缝隙。出于翼前物面压力一般总是大于翼背风面的压力,因而形成了缝隙内流。这样,外物面边界层内的热气体流入缝隙内,产生了缝隙流气动加热及缝隙的热防护等问题。当翼转角足够大时,还会引起翼前物面边界层的分离再附,这对缝内流动有很大影响;而缝隙流反过来也会影响分离再附区的流动性质和整个弹体的气动力特性。控制翼引起的激波与湍流边界层相互干扰,本来就是很复杂的     

自旋弹头的自适应变结构控制研究

对自旋弹头实现末端机动的变质心控制系统进行了研究。采用牛顿力学方法重新建立了自旋弹头的姿态运动模型。在此基础上,采用自适应变结构控制方法设计了变质心控制系统,对弹头内部质量块的偏移运动进行控制,进而准确地控制自旋弹头的姿态运动。仿真结果表明：所设计的变质心控制系统具有快速性和较高的控制精度,实现了对自旋弹头姿态角的准确控制。     

变质心再入弹头螺旋机动突防弹道设计

为提高高超声速变质心再入弹头的突防能力,设计了一种基于主动螺旋机动的突防弹道。在建立变质心弹头动力学模型和弹目运动学模型的基础上,引入新的控制变量,通过控制质量块的偏移位置,将速度矢量和弹目连线的夹角控制在固定值并且使速度矢量绕弹目连线以一定转速旋转来实现螺旋机动。在实现螺旋机动的基础上,推导了弹体处于螺旋机动状态下的螺旋机动半径和稳态脱靶量均方根的解析解。六自由度弹道仿真表明,所设计的突防方案使再入弹头能够进行有效的螺旋机动,通过合理控制机动幅度大小,可以在实现螺旋机动突防的同时保证较高的命中精度。     

一种微型仿昆扑翼飞行器扑翼操控机制

提出了一种扑翼操控机制,用于解决微型仿昆扑翼飞行器悬停飞行的飞行动力问题。通过对扑翼运动参数对气动力及空气动力矩的作用进行理论和仿真分析,设计了一种采用可变幅值的周期函数调节扑翼运动的扑打角和旋转角变化的方法,实现对气动力和气动力矩进行独立控制的操控机制。仿真结果验证了此操控机制可以较好地解决仅一对翼的仿昆扑翼飞行器飞行动力问题。     

基于质量矩技术的机动弹头再入仿真研究

对基于质量矩技术的机动弹头再入性能进行了探讨。首先建立了弹头的空间运动数学模型;然后在此基础上根据再入段特性对运动方程作了适当简化并计算了弹头内部质量块分别处于静止、瞬时置位、线性平动这三种运动状态下的落点参数;最后分析比较了质量块运动的变化对机动范围的影响。仿真结果表明了质量矩技术作为弹头再入机动控制方式的可行性。     

基于终端约束的一种速度大小控制方法

为了满足再入机动弹头对落速大小的要求,同时避免复杂的理想速度曲线的设计,提出了一种速度大小控制方案,即在弹头制导和控制系统能力范围内将减速运动规律分为两种不同的形式,并分别推导了系数的具体表达式进而得到了相应的减速指令,分析了采用空气舵对机动弹头的质心和姿态进行控制时的导引与减速指令所需总攻角的计算方法.仿真结果表明,采用该方案对机动目标进行打击时,不但落点精度能满足要求,而且速度大小控制精度也较高.     

一种仿蜜蜂类昆虫扑翼悬停控制的仿真估算研究

基于准稳态气动力模型,推导了仿蜜蜂类昆虫扑翼气动力和力矩估算公式,建立了扑翼运动函数.将仿蜜蜂类昆虫扑翼视为空间运动刚体,在其动力学方程基础上,采用分层控制策略研究悬停控制问题.外层为位置控制,X和Y位置应用PD控制算法,Z位置应用切换控制方法;内层姿态控制采用切换控制方法,并选择了一套机翼运动参数用于切换控制.最后进行了仿蜜蜂类昆虫扑翼悬停控制仿真试验,试验结果表明所设计的控制策略是有效的,一旦昆虫扑翼受到干扰偏离平衡位置后,通过自动调节能够回到平衡位置附近.      

改进动态面控制方法及其在过失速机动中的应用

为提高模型飞行试验中飞机过失速机动控制品质,发展了一种考虑非定常气动力效应与舵回路作动器模型的改进动态面飞行控制律。针对一般仿射模型情形的控制律设计了流程:首先针对子系统推导动态面控制律,然后综合全系统并考虑控制约束导出滑模控制律,在一定的假设条件下,证明了闭环控制系统为输入-状态稳定。在应用提出的控制方法进行过失速机动控制律设计中,为准确预测飞机非定常气动力效应,利用过载测量量反解飞机气动力、采用微分方程模型计算飞机非定常力矩。由于综合了作动器动力学模型,控制律的控制效果受作动器带宽影响较小,可以有效消除由作动器动态响应引起的控制效果变差问题,同时控制律中对非定常气动力效应的有效预测也有利于过失速机动品质的改善。     

有侧滑角的非对称体超音速无粘绕流的数值计算和近似计算

本文给出了非对称体(弯体、带控制翼的削锥)无粘数值解和近似解气动力计算方法。可用来计算有攻角、侧滑角、滚转角的非对称体的气动特性。数值解又可计算流场和激波,而近似方法可提供气动力导数,两种方法的压心计算同无分离的实验结果相当吻合。     

基于状态空间法的快速俯仰运动建模研究

通过对过失速机动运动规律和气动力特性进行简要分析,说明了过失速机动气动力建模思路;采用状态空间法建立了快速俯仰运动气动力模型,并对模型的输出方程进行了分析和简化;验证结果表明,气动力模型具有较好的预测结果。     

过失速机动气动模型的试飞验证方法研究

介绍了现代飞机过失速机动的大迎角气动模型的特点和描述方法,结合某型飞机大迎角非定常气动力模型和推力矢量控制模型,分析了大迎角非定常、非线性气动力模型的飞行验证方法,并进行了地面模拟验证,为我国新一代飞机过失速机动大迎角模型验证飞行试验方法的研究和模拟试验技术的研究提供了依据。     

机动弹头气动布局的一种新思路

常规的全动舵面机动弹头在再入飞行过程中,舵缝隙和舵轴附近的热环境特别恶劣,舵轴在承受巨大的弯扭力矩的同时,还必须解决所面临的严重的烧蚀防热问题,舵的设计往往成为影响弹头技战术性能的严重制约因素.本文提出了一种新型伸缩舵面机动弹头气动布局设计新理念,避免了普通全动舵面布局方案中舵轴设计面临的严峻的热环境和力环境等问题,而且还可以只通过这两片舵面实现对弹头的姿态和升力大小及方向的控制,从而实现对弹道的三维控制,是一种很有前途的机动弹头布局新思路.     

二维非定常欧拉方程的摄动解在超声速矩形翼上的应用

本文利用超声速线化理论给出的矩形翼载荷系数解析解作为权函数,对沉浮和俯仰谐振的二维平板翼压强系数进行加权修正,获得矩形翼谐振气动力的近似解,计算结果与线化理论数值结果符合得很好,本方法是超声速和高超声速矩形翼非定常气动力的一种统一和快速的计算方法。