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201.
针对导弹低燃温弹射压力双波峰冲击的问题,建立了含二次燃烧和尾罩运动的二维轴对称数值模型,在与实验数据对比的基础上验证了模型可靠性。研究了环形腔平滑弹底压力曲线的流场机理,解耦分析了其结构参数对压力冲击平滑效果的影响,并提出了次序优化的思路。数值结果表明:环形腔能有效阻挡燃气向上扩散且腔内具有存储氧气的功能,使二次燃烧沿时间维度展开,从而平滑弹底压力冲击;在由初容室空间几何约束确立环形腔布置高度和环形半径后,以长度作为调控弹底压力曲线的主要结构参数,收缩或扩张角度作为微调的结构参数,可使压力曲线逼近理想设计曲线;布置优化后的环形腔,加速度峰值减小9.26%,出筒速度减小4.13%,出筒时间延长2.5%。 相似文献
202.
从靶场安全控制对故障弹道的需求出发,给出了弹道简化计算方法,阐述了通过改变发动机动力曲线、飞行程序角参数方式模拟导弹故障模式,并讨论了故障弹道的计算方法,仿真计算的结果满足靶场安全控制演练要求。 相似文献
203.
204.
简要介绍了利用弹道监测系统加无线电引信对飞行中的弹丸的转速变化曲线进行测量的方法,着重讨论在转速处理专用软件的开发过程中所遇到的几个问题及为此而采取的几个技术措施。 相似文献
205.
206.
赵汉元 《运载火箭与返回技术》2001,22(1):38-42
载人飞船再入轨道和再入制导规律设计是载人飞船成功返回的关键技术。文章综合介绍再入轨道设计方法,用变υ(t)来满足轨道设计的要求;研究了再入纵向制导纵向制导和侧向制导,用极大值原理确定纵向制导反馈增益系数,引入“漏斗式”的侧向制导,其制导效果良好;利用转移矩阵进行姿态控制可以解决欧拉角交边和奇异问题;对载人飞船返回再入段GNC一体化设计提出了迭代方法。 相似文献
207.
208.
以某型飞行器为例,运用气动参数建模分析的手段,建立典型空气动力学模型。将传统的模型辨识方法与现代计算机技术相结合,对气动力辨识输入参数进行了分析,采用迭代算法得出辨识参数,并对观测量和物理几何参数误差影响辨识精度进行了分析,选用某型飞行器现有试验测量数据作为输入量,进行气动参数辨识,将辨识得到的气动参数进行了仿真验证。利用辨识得到的气动参数仿真计算的弹道与试验结果吻合度较高,说明气动参数辨识可行。 相似文献
209.
不确定飞行环境下的滑翔制导炮弹方案弹道优化 总被引:1,自引:0,他引:1
滑翔制导炮弹因体积和成本所限存在控制能力有限的问题,有必要对其方案弹道加以合理的设计,为此提出一种不确定飞行环境下的弹道优化方法以降低方案弹道对各类随机干扰的敏感度。建立了模型偏差、滑翔启控点参数偏差、气动参数偏差及气象偏差等不确定性因素的数学模型,推导出计及随机干扰的滑翔弹动力学系统雅可比矩阵的解析表达式,利用线性协方差分析法,得到了系统误差传播方程,进而建立了不确定飞行环境下的弹道优化模型。利用Chebyshev伪谱法将弹道优化问题转换为非线性规划问题,在此基础上采用内点算法(Ipopt)获得了方案弹道的最优解。仿真结果表明,与不考虑不确定因素的设计方法相比,采用本文方法设计出的方案弹道,纵向和侧向位移散布方差明显减小,显示出对随机干扰更好的抑制效果。 相似文献
210.
高超声速锥柱裙模型边界层转捩的弹道靶实验 总被引:5,自引:0,他引:5
为研究高超声速边界层转捩现象、给边界层计算提供可靠的对比数据,在中国空气动力研究与发展中心趟高速弹道靶上开展了锥柱裙模型高超声速边界层转捩的自由飞实验。所采用的锥柱裙模型全长105mm,飞行速度1.94km/s(Ma=5.65),单位雷诺数4.32×10^7~1.20×10^8m-1。使用激光阴影成像技术,获得了锥柱裙模型边界层转捩和湍流边界层发展的图像,测得的湍流边界层厚度在0.6~2.2mm之间,湍流涡的流向尺寸与边界层厚度的比值介于0.3~0.8之间且沿流向呈下降趋势。实验结果表明:弹道靶实验能够获得给定飞行环境下的高超声速边界层转捩图像,从图像中可以清晰判断转捩位置或区域、测量边界层厚度和分析湍流涡的尺寸。 相似文献