捷联制导旋转弹制导信息提取研究

以捷联式半主动激光导引头为研究对象,研究其应用在旋转弹上制导信息的提取方法。根据坐标转换关系得到旋转弹惯性系视线角解耦模型,由于导引头和速率陀螺仪具有测量误差特性,直接解耦得到的制导信息会产生较大的误差。基于视线角解耦模型的非线性,采用扩展卡尔曼滤波(EKF)的方法对测量信息进行滤波处理,估计出目标的位置,从而得到捷联式半主动激光导引旋转弹的制导信息。将扩展卡尔曼滤波方法与α-β滤波方法进行对比分析,得到扩展卡尔曼滤波方法对捷联式半主动激光导引旋转弹制导信息的估计精度更高,收敛更快。     

超声速底凹弹侧壁开孔对飞行阻力的影响

提出了一个底凹弹在超声速条件下侧壁开孔减小底阻的数学力学模型。模型经计算结果表明与以往的实验结果相吻合，可作为探索底凹弹侧壁开孔减阻效应工程计算的基础。     

开槽管形装药（减面形）的设计与应用研究

根据一种火箭的固体发动机的要求，研究了开槽管形装药（减面形）的设计方法，并对减面形开槽管形药柱的槽数、槽长对燃面变化的影响进行了研究，提出了划分燃面变化阶层的依据。经性能试验和飞行试验证明，这种开槽管形装药（减面形）设计是正确的。     

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。     

基于弹丸直径和速度的靶板击穿判据

文章提出了基于弹丸直径和速度的靶板毁伤二次函数模型,其特点是毁伤函数的正值意味着靶板已被击穿,其负值意味着靶板未被击穿;还推导出了用试验数据确定靶板毁伤函数的方法,通过令该毁伤函数为0而得到了基于弹丸直径和速度的靶板击穿判据,并给出了作为靶板击穿判据的曲线形状辨识方法;最后,用一组模拟数据验证了该方法的实现过程,证明了该方法的可行性。     

基于变步长CFD/RBD方法的旋转弹轨迹仿真

采用变步长方法实现非定常Navier-Stokes方程和刚体六自由度运动方程的耦合求解,并对美国ARL旋转弹试验模型的飞行轨迹进行了仿真。旋转弹自由飞行过程中受到空气阻力作用,转速下降,气动力变化趋缓。因此轨迹仿真时先选取较小的时间步长,随着转速的下降逐渐增大步长,这样可以减少计算时间。刚体六自由度运动方程的数值求解采用变步长Adams预估校正法。将定步长和变步长两种方法应用于旋转弹实验模型轨迹仿真,并将计算得到的旋转弹空间位置、姿态角与试验结果进行了对比,结果显示:方法能较精确地仿真旋转弹飞行轨迹。在相同初始步长条件下,变步长方法较定步长方法计算时间减半;在相同计算时间条件下,变步长方法较定步长方法精度更高。     

亚、跨声速底排减阻特性研究

为了研究亚、跨声速底排减阻特性,采用了底排氢加空气燃烧和底排冷空气的方法进行底排减阻特性的风洞实验研究,实验的马赫数范围为M∞=0.71~1.55。从研究结果看出,底排冷空气的减阻率确实很低,但氢加空气燃烧的底排减阻率是很高的,其最大减阻率△Cmax=40%~120%,比冷排气要高一个量级。说明在亚、跨声速下采用底排燃烧的方法仍可有效减少弹丸底部阻力增加射程。     

单兵火箭弹捷联导引滤波方法研究

为降低单兵制导火箭弹的成本,同时确保其具有较高的命中精度,进行了单兵火箭弹捷联导引滤波方法研究。首先,推导了视线角速度的解耦公式,去除了导引头测量信息中耦合的弹体姿态信息;然后,建立了视线运动方程和测量模型,为了解决测量信息与弹目距离和接近速度的弱相关性,使用一个时变Gauss-Markov随机向量代替视线运动方程中的非线性部分,采用UKF滤波方法得到可用于制导控制律设计的视线角速度的实时估计值;最后,通过正交仿真验证了所设计的单兵火箭弹捷联导引滤波方法的可行性。     

应用TTM网格研究冲压增程弹丸进气道内外流场

基于TTM贴体网格生成法,研究了某冲压增程弹丸超音速进气道内外流场数值模拟中单区域网格生成问题,流场求解采用了二阶隐式TVD格式。NACA0012翼型跨音速流场算例结果表明,所采用的算法和编制的程序可靠,能够适用于具有亚、跨、超音速三种流态共存的复杂流场数值计算。对超音速进气道数值模拟结果显示,得到的流场复杂波系结构是合理的,来流马赫数和攻角变化显著影响着进气道性能。     

固体燃气发生器动力模拟水下发射试验研究

通过模拟水下试验,对导弹发射管充水工况下的固体燃气发生器动力发射技术进行了研究。结果表明,在发射管充水工况下燃气动力发射方式可行。与干式发射相比,该发射动力装置需要的装药量大,但发射管内的温度较低,热防护问题容易解决。在此基础上总结出发射深度、弹后空间、挡流板和装药量对发射内弹道的影响规律。试验表明,弹后空间越小,导弹出管速度越大;加装挡流板,可使导弹出管速度明显提高。通过试验对发射方案进行了优选。