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为研究Bang-Bang控制式鸭舵对旋转导弹气动特性的影响,在CFD软件中采用嵌套网格方法模拟导弹的旋转和鸭舵的偏转,对Bang-Bang控制式旋转导弹在不同攻角、马赫数和转速下的气动特性进行了数值模拟,得到了气动特性变化规律。研究表明,因鸭舵洗流方向的改变,耦合导弹自旋会导致弹体和尾翼的侧向力发生突变。通过与不控鸭舵的旋转导弹进行对比,采用Bang-Bang控制式鸭舵的旋转导弹的周期平均侧向力系数变小,周期平均法向力系数变大。由于侧向力的存在,导弹在一个周期内的合力会偏离竖直方向,合力偏离竖直方向的角度随着马赫数、自旋速率和攻角的增大而减小。 相似文献
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为了计算面对称旋转导弹的刚体弹道,根据面对称旋转导弹的特点,建立了其刚体弹道模型,定义了模型中的坐标系并给出了各个坐标系之间的转换关系,在此基础上得出了角度的计算公式,分析了风对旋转导弹运动的影响,在弹体坐标系下计算了气动力和气动力矩,解决了面对称旋转导弹弹道精确计算问题。 相似文献
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《现代防御技术》2016,(6)
防空导弹具有拦截时间有限、反应时间短的特点,响应快速性对于导弹拦截能力至关重要。国内外导弹总体设计的专著中对响应快速性的研究很多,但均未对其影响因素做系统论证,对于布局形式对响应特性影响未有严谨说法,特别是弹体气动非线性对弹体响应快速性的影响还未见纸端。首先建立弹体响应特性的动力学模型,推导了弹体开环响应传函;随后对影响响应特性的参数进行分析,分别研究了导弹静稳定度、气动布局形式、气动非线性对弹体开环响应特性的影响;最后,通过典型算例对分析结果进行数值仿真。通过分析和仿真结果显示,静稳定度是影响弹体开环响应特性的主要因素,静稳定度越大响应快速性越好,气动布局形式并不能有效提高弹体的开环响应快速性,升力线斜率与气动压心的非线性在一定程度上对弹体开环响应特性的提高是有益的。 相似文献
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直升机对机载导弹的气动特性和初始弹道的影响,对于改进导弹发射技术和载机的安全具有重要意义.对时间滗步进自由尾迹模型进行改进,建立了一种能快速收敛的悬停旋翼自由尾迹模型,并与机身面元模型耦合成旋翼/机身组合体气动干扰模型.发展了一种旋翼/机身组合体干扰条件下导弹气动特性的工程计算方法,并对某型空空导弹的气动特性和初始弹道进行了数值模拟.结果表明,导弹在最初几米内气动力系数变化十分剧烈,说明直升机确实对导弹具有很强的干扰作用.最后对结果作了简要分析,指出了直升机下洗气流对导弹的气动干扰规律. 相似文献
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以经典的机翼/挂架/导弹组合模型为例,采用重叠网格软件系统和计算流体力学技术,从机弹干扰工况简化和气动干扰特性影响因素分析两个方面对外挂式导弹机弹分离气动干扰特性进行研究。导弹分离轨迹参数和气动干扰系数的数值预示结果与捕获轨迹试验结果吻合,表明该计算方法能有效预测机弹分离轨迹和分析导弹与载机间复杂气动干扰现象。根据计算流体力学结果,从马赫数、机翼攻角、导弹攻角等方面,给出导弹在不同分离工况下的气动干扰规律,并采用增量系数法对缺失工况进行一阶外插处理的气动干扰数据外推方法,可应用于机载外挂空基武器的机弹分离轨迹预示和气动干扰特性设计中,具有重要的工程应用价值。 相似文献
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在时间尺度分离法的基础上,建立了旋转导弹分层控制模型。针对旋转导弹旋转带来的横向与纵向之间的交叉耦合利用动态逆方法进行解耦控制,针对旋转导弹旋转带来的气动参数对外界变化敏感的特点,利用非线性干扰观测器跟踪气动参数敏感变化量,设计了旋转导弹动态逆控制器。并基于Lyapunov方法,给出了整个系统的稳定性证明。将两种方法进行对比,仿真结果表明,动态逆与观测器相结合的方法设计的控制方案更加有效地克服了滚转带来的耦合,同时相对于纯动态逆方法具有更强的抗干扰能力,保证了系统具有良好的鲁棒性。 相似文献
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高超声速飞行器发展战略研究 总被引:6,自引:0,他引:6
提出了发展高超声速武器的迫切性 ,分析了当前美、俄两种最新性能导弹PAC Ⅲ ,9M96E的气动布局及操纵控制形式 ,指出这是一种很有创意、能大幅度提高导弹作战性能的设计思想和技术途径。研究了我国在研、预研高超声速导弹对气动技术的需求。 相似文献
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论述了单通道旋转控制导弹一体化仿真研究的目的,建立了性能先进的单通道旋转控制导弹一体化仿真环境,给用户提供一个十分方便的建模、仿真程序运行及仿真结果分析的应用平台,使其能对单通道旋转控制导弹进行性能评估、弹道计算、导引规律研究,并在导弹的研制、检验及使用各阶段发挥重要的作用. 相似文献
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气动热是制约高超声速飞行器设计的主要因素之一,当飞行高度大于40 km时流场中存在局部过渡区流动特性,基于分子动力学的DSMC方法是解决高超声速过渡区气动热计算的有效途径之一。针对高超声速飞行器的典型球锥外形,采用DSMC方法开展了过渡区流动气动热特性研究,分析了当流场具有过渡区流动特性时,飞行马赫数和飞行高度对气动热的影响规律,并与Fay-Riddell驻点热流的工程算法作了对比分析。计算结果表明,DSMC方法在高超声速过渡区流动气动热计算中可以得到较好的结果,适用于高超声速过渡区流场气动热的计算与分析。 相似文献
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在弹道导弹攻防对抗仿真研究中,弹道导弹作为攻击方,其弹道的精确性对导弹攻防对抗仿真的最终结果有着重要的影响。地球旋转是影响弹道导弹弹道精度的重要因素,通过运用简化公式对地球旋转对弹道导弹精度的影响进行了计算。研究表明,对射程大于500 km的弹道导弹在预测弹道及落点时应考虑地球旋转的影响,否则将会带来较大的误差。 相似文献
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国内外导弹热结构分析研究综述 总被引:1,自引:1,他引:0
对国内外导弹的气动加热、材料热特性、结构热防护技术的研究情况作了综述分析,提出了目前研究中工程上解决的一些方法以及对热结构的综合性与限制性分析的看法,对热结构尤其是防空导弹的热结构工程应用性研究有参考意义。 相似文献
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以高马赫数临近空间无人机概念方案设计为背景,研究高马赫数无人机气动布局设计问题。为提高气动布局设计的效率,开发了气动外形设计和分析的工具,包括参数化几何建模程序、网格自动生成程序、自动化流场计算程序和结果分析程序。针对高马赫数无人机总体设计要求,提出一种翼身融合的双后掠气动布局方案,翼型为菱形,尾翼构型为V型。为了满足进气道进口流量捕获面积的要求,机体前缘设计成拱形前缘。应用数值分析方法分析展弦比和上反角对升阻比的影响,优选出合适的展弦比和下反角,形成了最终的气动布局方案。流场特性分析结果证实了最终的气动布局方案的合理性。 相似文献
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针对旋转导弹的耦合现象,提出了基于频率域耦合度稳定性理论的控制方法.描述了采用Nyquist阵列进行判定的机理,结合实际算例对不同转速情况下的旋转导弹耦合度进行了分析,得出舵机系统、弹体动力学对耦合谐振频率的影响情况.基于目前的工程需求,给出了解耦控制器的设计方法,并进行了验证. 相似文献
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以新一代无翼式气动布局导弹为背景,在大攻角气动特性理论基础上,分析了在导弹主动段、攻角在180°范围内变化的导弹飞行特性,得出了90°内大攻角最大转弯能力和180°攻角附近最大降速效果的结论。进行了俯仰平面S型轨迹机动飞行仿真,仿真结果说明了大攻角飞行的高机动特性。 相似文献