某地空导弹全自动插拔机构的设计

本文介绍了速度模拟工装的工作原理，利用质点系动能定理分析了分离机构与模拟弹体分离时的速度；据此设计出了工装动力弹簧，利用光电传感器测出了模拟弹体分离期间的时间，然后利用数值分析得到了分离点的速度，验证了自动插拔机构设计的正确。     

基于嵌套网格的内埋物单侧投放影响研究

内埋物投放分离技术是新一代飞行器研制的关键技术之一。首先，基于动态嵌套非结构网格耦合求解流场非定常N-S方程和刚体动力学方程，实现了内埋物投放的精确模拟；然后，研究载机不同飞行姿态对内埋舱内左侧无挂载、仅右侧挂弹投放过程的影响。研究结果表明：正迎角工况对弹体投放分离影响较小，负迎角工况将引起弹体有较大的反方向的横向运动和偏航；负侧滑工况对弹体投放影响较小，正的小侧滑角工况下，在投放分离过程中弹体气动力和气动力矩存在较强的脉动变化；随着侧滑角进一步增大，弹体气动特性的脉动变化减小。     

内埋武器重力分离特性分析

以某型飞机内埋弹舱为参考模型,考虑舱门的影响,采用数值仿真方法分析了重力分离方式下内埋武器的分离特性。针对分离过程中弹体俯仰角变化过大的问题,提出了通过改变弹体安装角来改善分离特性的方法。分析结果显示,低头安装角越大,弹体远离载机的速度越快,俯仰角变化越小。采用合适的弹体安装角可以实现内埋武器与机体的安全分离和快速点火发射。     

内埋武器投放分离相容性的风洞投放试验预测与评估

采用基于运动动力学相似的风洞投放试验对先进战斗机内埋武器投放分离相容性进行预测与评估，给出载机在不同飞行马赫数、攻角、弹舱长深比及舱内武器剩余数量、不同弹射力、折叠翼是否展开下，内埋导弹从载机弹舱投放分离后的运动轨迹和俯仰姿态角变化规律，研究这些因素对内埋导弹投放分离相容性的影响。结果表明：处于超声速飞行状态下（马赫数为1.5）的载机，攻角处于0°、2°、3°时投放内埋导弹后弹体俯仰角处于低头状态，利于攻击载机前下方敌方目标；在给定的初始分离条件下，对于两种不同的弹舱长深比，内埋导弹均能安全分离，但对内埋导弹俯仰方向运动影响较为显著；弹舱内武器剩余数量对内埋导弹分离特性影响较小，导弹能快速地远离载机干扰流场，投放分离后弹体俯仰角一直处于低头状态；随着内埋导弹初始分离速度增大，可使弹体快速地穿过载机的下洗流场，有利于内埋导弹与载机的安全分离；导弹的不同气动布局对内埋导弹分离相容性有一定的影响。     

超声速内埋武器不同分离方式分析

为给高空高速无人机内埋武器分离方式的选择提供权衡依据,建立了弹舱及弹体模型,采用chimera嵌套网格方法与Menter SST k-ω湍流模式,对舱内重力投放、舱内弹射投放及舱外重力投放三种内埋武器分离方式在高空高速条件下的内埋武器分离过程进行了仿真分析,对比了三种分离方式分离过程的流场特性与弹体运动参数。结果表明,在Ma=3.7,高度为2.5 km的条件下,舱内弹射投放与舱内重力投放能够使内埋武器安全分离,舱外重力投放在高空高速条件下无法完成内埋武器的安全分离,弹体无法快速下落并伴有大幅振荡,威胁无人机的飞行安全。     

旋转弹体马格努斯效应数值模拟方法研究

旋转的弹体通常会存在马格努斯效应,严重影响飞行稳定性和弹道轨迹。提出基于旋转壁面法的多对称面弹体旋转效应数值模拟方法,无需借助动网格和多参考系模型,仅需要将旋转速度附加壁面,即可使用定常方法模拟马格努斯效应;同时,使用SOCBT标准弹体模型对该方法进行验证分析。结果表明:计算值与试验值吻合较好;由于旋转引起的附面层堆积以及大攻角分离效应、激波的干扰,计算时附面层的网格节点要足够密,并且应该针对不同的攻角选择精度与效率兼顾的计算模型。     

捷联寻的制导系统弹体追踪导引方法研究

对捷联寻的系统的简易制导方法—弹体追踪法进行全面剖析 ,解析分析了弹体追踪法对导弹速度、目标速度的约束 ,以及弹体阻尼、滞后、舵偏到攻角之间的传递系数对弹体追踪导引性能的影响。通过数学推导及应用控制理论分析与仿真 ,弹体追踪法较比例导引和速度追踪法在导引特性和打击机动目标时性能较差 ,但其成本较低 ,是一种降低制导武器成本的简易制导方法。但采用弹体追踪法时 ,导弹和目标的速度不能太大 ,当制导武器系统在形成导引误差信号存在固有滞后时 ,弹体稳定回路需要有一定阻尼 ,且舵偏到攻角之间的传递系数不能太大 ,即飞行过程中攻角要较小。     

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     

光测弹体姿态的螺旋线法

本文提出光测弹体姿态螺旋标志线法的解题方法。用G公式方法解弹体俯仰角和偏航角，用闭合旋转方法解弹体滚动角。用螺旋标志线测量弹体姿态角，化角度测量为线量测量等．是导弹初始段资态角测量的一种方法。本文还提出像资态角的概念和定义，系统地推导了解题公式。     

一种弹体前置追踪过渡导引律(英文)

为了使弹体追踪法适用于空地导弹的过渡导引,提出了弹体前置追踪法,即在弹体追踪法的姿态角指令中增加前置角,从而使弹轴指向弹目视线上方。最大射程弹道仿真结果表明,使用弹体追踪法作为过渡导引律时初始时刻舵偏角达到10°饱和值,导引律交接段舵偏角突变较大,命中点落角小于60°;而使用弹体前置追踪法时全弹道舵偏角均小于5°,导引律过渡平稳,落角大于60°。针对不同目标分布情况,推算了前置角的计算公式,多条弹道仿真结果表明,使用弹体前置追踪过渡导引律并依据该计算公式选取前置角,各弹道均能达到需用舵偏角小于5°,落角大于60°的指标要求。     

一种无卫星辅助的制导弹药滚转角误差修正算法

针对海军舰载制导弹药MEMS惯导系统在卫星失锁后滚转角误差较大的问题，提出了一种不依赖卫星的制导弹药误差修正算法。根据弹体高速旋转时的定轴性使得短期内弹体侧向位移为零的特点，建立了弹体发射坐标系导航误差方程。利用自适应扩展Kalman滤波估计与修正卫星失效条件下的滚转角误差。为了检测并抑制量测突变引起的随机误差，使用自适应因子来调整滤波器参数。车载模拟试验和弹道仿真结果表明，10s对准时间内，滚转角误差能够收敛到0.5°以内，满足制导弹药控制精度的要求, 降低了制导弹药飞行过程中对卫星导航的依赖，提高了系统的自主性。     

基于刚体微运动的弹体自旋多普勒模拟技术

能够模拟生成高速自旋弹体上终端接收信号多普勒的卫星导航信号模拟系统,可为基于卫星导航系统的低成本弹道修正技术开发提供有效地测试与评估手段。分析指出利用经典分段多项式方法对弹体自旋产生的接收信号多普勒进行模拟时,会出现模拟参数更新周期急剧减小,运算负荷显著增加的不足。针对这一问题,通过引入刚体微运动和微多普勒的概念,提出了基于刚体微运动的弹体自旋多普勒模拟技术,将弹体飞行过程中高速自旋产生的微多普勒特性参数作为模拟参数,有效解决了多普勒模拟参数更新周期减小的问题。仿真结果表明,对自旋频率为100 Hz的飞行弹体自旋多普勒进行模拟生成时,所提方法可在模拟参数更新周期为100ms时满足误差要求,远优于经典分段多项式方法小于1ms的要求。     

非圆截面弹体法向气动力估算方法研究

从位势理论出发，引进小扰动细长体理论中的部分思想，建立了任意截面弹体法向气动力的理论基础，推导出工程估算方法。该方法通过求解仅与截面形状有关系数，对巳有的圆截面弹体气动力进行修正，很方便得到任意非圆截面弹体气动力特性。该方法预测结果与实验数据进行比较，具有较好精度。     

航空发动机复合材料机匣弹道冲击特性

为获得复合材料作为风扇包容机匣时遭受叶片冲击载荷时的动态响应、损伤与失效模式,在空气炮装置上使用叶片形弹体对Kevlar织物层合板开展了弹道冲击试验,结果发现:复合材料靶板厚度提高25%,复合材料靶板吸收的能量提高约92%;随着叶片弹体速度的增加,复合材料靶板的损伤破坏逐渐严重,从轻微的压痕,转变为横向和纵向裂纹与分层损伤,再转变为矩形穿孔,同时靶板背面出现纤维断裂、纤维拔出与分层失效等现象;在叶片弹体撞击下,靶板上在与弹体接触的局部区域形成鼓胀变形,并在弹体击穿或反弹后发生变形回复;叶片弹体的横滚角将导致叶片的作用范围增大,使得靶板抗冲击性能有所提高。      

超音速子母弹分离干扰流场数值模拟与试验研究

采用风洞试验和数值模拟相结合的方法对超音速子母弹分离干扰流场特性进行了研究。对比数值模拟与试验研究结果表明,结合k-ωSST两方程湍流模型求解雷诺平均N-S方程,并以AUSM+作为离散格式的数值方法,可较为细致地模拟子母弹分离干扰流场。通过对子母弹特定状态干扰流场结构的分析和对其流动机理的探讨,发现由于激波相互干扰使弹体表面压力分布多变、子弹攻角增大时纵向干扰量大影响子弹分离姿态。本文的工作为进一步研究子母弹分离干扰流场流动机理奠定了基础。     

半捷联位标器稳定跟踪与弹体姿态一体化控制

半捷联位标器安装在弹体上,由于寄生回路的存在,使得位标器稳定跟踪控制回路和弹体姿态控制回路产生严重耦合,影响了位标器的稳定与跟踪。针对半捷联导引头稳定平台的稳定与跟踪问题,提出了一种半捷联位标器稳定跟踪控制与弹体姿态控制的一体化方法。基于反步控制原理设计了控制律,通过合理选择反馈增益可保证系统的稳定性与动态性能。最后对一体化设计与传统分离设计进行了仿真对比。仿真结果表明：考虑位标器稳定跟踪回路与导弹姿态回路耦合的一体化控制器,不仅能够保证弹体姿态控制系统快速响应,还可以提高位标器的稳定跟踪性能,并降低位标器跟踪不上高速目标的可能性。     

摩擦型螺栓连接冲击载荷传递特性试验

为了研究接触、摩擦和预紧力等非线性因素对摩擦型螺栓连接动态载荷传递特性的影响，利用空气炮装置发射钛合金 圆柱弹、钢球和冰球，开展了高速冲击试验，获得了冲击响应曲线。试验结果表明：金属弹体的撞击不能忽略弹体本身结构变形带 来的影响，相较圆柱弹，球形弹冲击产生的冲击载荷峰值小，载荷传递率大；金属弹体撞击产生的冲击载荷波形杂乱且变化剧烈， 螺栓连接的摩擦滑移导致的能量耗散使载荷传递率小于1，冰球撞击的载荷波形变化平缓，结合面的摩擦等非线性因素对载荷传 递的影响较金属弹体冲击的情况小；加大拧紧力矩、增大结合面粗糙度会导致冲击刚度增大，冲击刚度基本不受外激励影响；减小 拧紧力矩、结合面越光滑、加大冰球冲击能量会使载荷传递率降低；载荷传递率和损耗因子呈线性关系，当损耗因子小于0.59时， 结合面处的摩擦耗散将使载荷传递率小于1。     

弹体穿越平面激波三维非定常流场的数值模拟

用数值方法求解三维非定常可压缩Navier-Stokes方程，计算了复杂弹体在相同马赫数、不同迎角下的流场和气动力特征，计算结果与实验结果吻合，证明本文采用的方法能够准确计算此类复杂流场；然后采用该方法模拟了弹体穿越正激波的非定常过程，得到了弹体周围流场及气动力特征随穿越过程的非定常变化，阻力特征穿越后急剧下降。     

高温树脂基复合材料在超声速导弹弹体上的应用

描述了超声速导弹弹体的热环境，高温树脂基复合材料基体候选树脂，重点介绍了双马来酰亚胺，聚酰亚胺树脂和氰酸酯的性能及最新进展，最后描述了高温树脂基复合材料在超声速度导弹弹体上的应用研究。     

某导弹与适配器分离动作可靠性分析计算

 在适配器与某导弹弹体分离过程的受力分析的基础上,建立了适配器分离动力学和运动学方程;在进行影响适配器分离可靠性随机因素分析的基础上,对随机因素进行了简化,同时根据某导弹的研制要求确定了分离动作故障判据,并相应建立了功能函数;最后,应用响应面法与一次二阶矩法相结合计算某导弹与适配器分离动作可靠度,并且编制了相应的计算软件。