1.2米高速风洞外挂物可控轨迹系统中的测,控,处系统

气动中心１．２米高速风洞外挂物可控轨迹系统中测，控，处系统是一个由电子计算机闭环控制以获得外挂物由其母机上分离的轨迹的大系统，已多次成功有竽测定外挂物分离轨迹的试验，表明其操作方便，控制灵活和可靠，精度高，抗干扰能力强，适用于进行各种外挂物的可控轨迹试验。     

实用计算机流体力学在外挂物分离方面的应用—状态报告

文章叙述了实用计算流体力学在外挂物分离方面的应用。内容包括：1．评估轨迹所使用的计算流体力学和轨迹综合方法；2．生成计算网格的方法和所需资源；3．评估挂架载荷和在计算的轨迹上的外挂物的位置和姿态、以及离机距离与时间的关系；4．评估计算流体动力学过程所使用的参数，包括收敛速率、人工－小时和网格生成所需时间、所使用的计算机资源和对复制结果所需的人员技能。     

借助气动力特性计算和外挂物分离分析研究飞行试验事故

外挂物分离委员会研究的方法已用于对包括从飞机上发射改进的假目标的飞行试验事故的研究，气动力特性计算已用于评定飞机对原始和改进的外挂物的影响，以确定了飞行试验事故的原因，用假目控制系统模型和六自由度外挂分离轨迹的代码及该流场的模型一起再现试验事故，然后对导致可接受分离特性的假目标的变化进行分析检查。     

外挂物发射／投放轨迹的计算预测

外挂物发射／投放技术在如今对航空界的发展起着非常重要的作用，能准确预测外挂物与母机分离后的运动轨迹，无论对母机的安全还是对打击目标的准确度都有着重大的意义。本文分两部分：第一部分主要介绍使用龙格—库塔法解外挂物运动的六自由度方程，预测外挂物离开母机后的飞行轨迹，并将之应用到我院的CTS试验当中；第二部分使用MGFPI软件预测外挂物投放后的运动轨迹，以便在CTS试验过程中对试验起到指导改进的作用。     

飞机外挂物投放安全性的参数影响分析

研究了飞机在不同飞行高度、速度和姿态下,不同外挂物质量对投放安全性的影响。采用CFD方法计算外挂物所受气动力,通过六自由度刚体动力学方程计算外挂物的投放轨迹和姿态变化。准定常方法在计算外挂物下落轨迹的每个步长内,认为外挂物和载机都处在定常流场中,载机在投放过程中保持原有运动状态。通过算例给出了典型外挂物在不同速度、高度、姿态下投放的运动轨迹,分析了对安全投放有重要影响的因素,提出了减少外挂物投放风险的建议。     

FL-2风洞外挂物分段测量实验技术研究

本文简要介绍了FL-2风洞导弹及导弹发射架集中载荷与分布载荷测量实验技术。该项实验技术成功地解决了导弹及发射架各段的变形控制和各段之间的间隙控制以及各段天平彼此之间的受力传递等技术难题，并采取了有效措施提高了外挂物天平的测量精度，实验得到了令人满意的结果。导弹及发射架集中载荷与各段的分布栽荷累加结果趋势一致、量值吻合。对于导弹△Czl≤0．02，△myl≤0．002；对于发射架△Czl≤0．008，△myl≤0．005。     

网格嵌套法在复杂流场计算中的应用

研究了机翼机身组合体带有外挂物如导弹、短舱等的流场特性，在计算中，机翼机身作为整体生成网格，外挂物单独生成网格。     

FL—2风洞外挂物可控轨迹实验技术研究

本文在比较了各种外挂物试验技术的优、缺点后，介绍了FL-2风洞外挂物可控轨迹实验系统的设计特点。     

基于Tcl/tk语言的外挂投放并行数值模拟流程集成方案

用Tcl/Tk脚本语言将非结构网格自动生成,欧拉方程并行求解和六自由度运动方程求解等环节集成为一个完整的外挂投放模拟系统,并针对AEDC弹翼分离算例,模拟并预测了外挂投放的流场和导弹投放后的弹道轨迹。数值试验结果证明了此集成方案的可行性。     

基于动态嵌套网格的飞行器外挂物投放的数值模拟

运用Euler方程和六自由度动力学方程数值模拟了外挂物投放的气动特性与运行姿态和轨迹。为了模拟外挂物从飞行器分离后的绕流特性和相对运动，采用了动态嵌套网格技术，并发展了一种洞边界建立和外边点的插值单元搜寻蛇行法，提高了计算效率。通过算例，证明了本文方法的有效性和合理性。     

外挂物分离特性研究现状

本文系统地介绍了外挂物分离特性研究的主要内容、研究手段、发展历史,国内外在该领域的研究水平及发展前景。国外几个仿真系统的优缺点.     

常规外持物散射特性是RCS减缩设计

通过试验对常规外挂物以及低ＲＣＳ战斗机挂装常规外挂物的散射特性者了研究，指出如果外挂物不采取隐身措施，它在持装到低ＲＣＳ战斗机或隐身战斗机上以后，可使后者的ＲＣＳ差不多恢复到常规战斗机的的水平，从而完全失去隐身设计的意义，研究了常规外挂如导弹、炸弹、副油的散射特性，分析了产生ＲＣＳ的散射源，对常规外挂物以降低其镜面ＲＣＳ，在弹身上涂敷环状吸波材料以减小行波回波的各种ＲＣＳ减缩设计方法。     

新型战斗机外挂物悬挂系统的设计

对战斗机外挂物悬挂系统的以下几个方面进行了述评，如：增加的飞行和阻力，雷达横截面积，飞机往返飞行时间，可达性，滑行操纵性等。因而，要考虑液压弹射系统，防御武器系统和副油箱装置以及导轨选择方面的确定标准或弹射式发射装置。对未来外挂物悬挂系统的状况介绍如下，即外挂物识别，弹射系统的简化，对弹射系统的部件的重新配置以及对处于相同系统的炸弹和导弹的悬挂的通用悬挂架和弹射系统的重新配置。     

弹体与助推器的干扰

并联式助推器分离时与弹体之间的气动干扰，影响到导弹飞行初始轨迹。当分离不适合时，还可能损坏弹体。     

飞机外挂物离机过渡过程的有限元算法.

研究飞机外挂物在按给定轨迹下沉旋转的离机过渡过程中，流场非结构网格的调整和再生成方法以及过渡过程欧拉方程有限元数值解法。中指出外挂物运动时流场网格调整或再生成仅需在围绕在外挂物的一小区内进行以减少计算量，而且固定网格的欧拉方程的有限元数值解法也可适用于运动网格情况，只要将固定网格的守恒通量项Fk用运动网格的Ek来代替，并建立了Fk和Ek之间的关系。末给出了带外挂物飞机的实例计算结果。     

超声速条件下内埋式武器分离特性的数值分析

采用非结构动网格技术,耦合求解欧拉方程和六自由度(6-DOF)运动方程,对内埋式导弹在亚声速和超声速条件下的分离轨迹和姿态变化进行了比较,分析了不同马赫数下气动力对导弹分离特性的影响,重点讨论了超声速条件下导弹分离过程中相对于载机的位置和导弹的姿态变化情况,分析了超声速飞行环境下导弹安全分离的条件.     

飞机外挂物发射／投放运动的数值仿真方法

外挂物发射／投放分离安全性问题属于飞机／外挂物相容性问题中飞行力学部分的一个主要方面，数值仿真是解决这一问题的重要手段。其原理是先建立起飞机／外挂物的空间六自由度动力学和运动学模型后，再建立两者的相对运动学关系式和安全分离判据，依照判据就可进行安全性判断，最后，结合示例介绍了这种方法在工程实践中的应用。     

基于参数化气动模型的机载导弹分离轨迹优化

论述了机载导弹分离过程中导弹气动参数化建模的方法。该方法将导弹在分离过程中的气动力视为导弹在无载机干扰的自由流场中的气动力与载机对导弹干扰气动力的叠加,建立了变系数多项式模型来描述干扰气动力的变化规律,采用多元正交函数最小二乘法和混合优化算法求解出模型中的未知参数。通过与CFD计算数据和CTS风洞试验数据的对比,本文方法得到的模型预测值与实验值相吻合,验证了参数化建模及计算方法的可行性。在上述参数化气动模型基础上,为保证分离过程的安全性并且使分离终端时刻姿态稳定,构建了纵向平面内的分离轨迹优化问题,采用高斯伪谱法将其转化为非线性规划问题并通过序列二次规划算法求解。计算结果表明,优化得到的分离轨迹可以保证分离过程的安全平稳。     

常规外挂物散射特性及RCS减缩设计

通过试验对常规外挂物以及低RCS战斗机挂装常规外挂物的散射特性进行了研究,指出如果外挂物不采取隐身措拖,它在挂装到低RCS战斗机或隐身战斗机上以后,可使后者的RCS差不多恢复到常规战斗机的水平,从而完全失去隐身设计的意义。研究了常规外挂如导弹、炸弹、副油箱的散射特性,分析了产生RCS的散射源。对常规外挂物上的不同部位涂敷吸波材料进行了测试,提出了在弹身、弹翼上涂敷吸波材料以降低其镜面RCS,在弹身上涂敷环状吸波材料以减小行波回波的各种RCS减缩设计方法。     

高速风洞投放模型试验技术的关键问题及应用领域

基于高速风洞投放模型试验的经验,论述和总结了对试验技术的实际应用较为重要、且对试验结果有较大影响的几个关键问题：相似准则的选取问题、投放分离参数的模拟问题、风洞启动时流场对投放物模型的冲击载荷问题以及数据处理方法,分别对这四个问题的具体选取原则和处理方法进行了详细的总结和分析。重模型法能够确保模型投放轨迹的严格相似,但实用性较差;而轻模型法则正好相反。由于重模型法在实际使用中通常难以应用,因此轻模型法在风洞投放模型试验中获得了较多应用,但其模型垂直加速度不足的问题也需引起重视。投放分离参数的相似模拟,通常可通过采用弹簧或气缸提供的投放作用力来实现,弹簧具有简单、易行的特点,但模拟的准确性稍差;而气缸则正好相反。风洞启动时流场对投放物模型的冲击载荷问题常常能够影响到试验的顺利进行或影响试验结果。数据平滑处理可采用时间多项式拟合来实现,进而通过一次或二次微分获得气动力系数。对高速风洞模型投放试验的应用领域作了总结和介绍,将其分为飞机外挂物/内埋武器投放、子母弹抛撒/重块抛撒,以及头罩/导弹壳片分离三大类型试验,并对每一类试验在具体的试验技术,以及在上述几个关键问题上的特点分别作了介绍,给出了具体试验的图像和曲线。