Damage behavior of the KKV direct hit against fluid-filled submunition payload

The damage effects of fluid-filled submunition payload impacted by the kinetic kill vehicle (KKV) are investigated by simulations and ground-based experiments. Numerical simulations showed that the damage level and number of submunitions were significantly influenced by the diameter of the KKV compared with its length. Based on that, a high velocity penetrator formed by shaped charge explosion was used to simulate the direct hit experiment of a KKV impacting submunition payload. Experimental results demonstrated that the damage modes of submunitions mainly included the slight damage, perforation and total smash, showing a good agreement with the simulations. To understand the multiple damage modes of submunitions, the damage behavior of the submunitions in direct hit process were analyzed based on the AUTODYN-3D code. Numerical results presented that increased KKV diameter can increase the crater diameter and expand the damage volume, which will achieve a higher direct hit lethality. Further analysis indicated that there were other mechanical behaviors can enhance the damage to submunitions not lying in the KKV flight path, such as secondary debris kill, neighboring submunitions collision with each other, and high-speed fluid injection effect.     

高超声速飞行器组合导航系统研究

为提高高超声速飞行器的导航精度,在SINS/GPS位置、速度组合导航模型基础上增加了GPS姿态信息,推导了姿态算法中姿态角误差与平台误差角的关系。通过理论分析说明了其可消除数学模型误差,提高系统的姿态精度,并以此建立了SINS/GPS组合导航系统姿态、位置、速度观测方程。通过仿真验证了该算法的有效性,结果表明SINS/GPS姿态、位置、速度组合导航可以有效提高高超声速飞行器导航定位精度。     

抗击临近空间高超声速飞行器对策研究

在未来的空袭作战中,临近空间高超声速飞行器具有其他武器所不可比拟的优势,它必将成为一种新威胁。首先分析了该飞行器的卓越性能,简述了它的军事用途,其次论述了它的出现对防空反导体系所产生的影响,最后针对这种新型的威胁,提出了几点应对措施。     

高超声速滑翔飞行器倾斜转弯分析及控制系统设计

倾斜转弯技术是高超声速滑翔飞行器控制的一个重要发展方向.针对高超声速滑翔飞行器倾斜转弯技术开展研究.以平衡滑翔弹道为参考弹道,分析了转弯半径、下降高度、倾侧角等参数之间的关系,提出在设计高超声速滑翔飞行器制导控制指令时,应综合考虑不同高度速度下的控制能力约束.根据奇异摄动理论将动力学系统的受控状态变量分为快变量和慢变量两部分,运用轨迹线性化方法设计了控制系统.仿真结果表明,设计的控制器具有良好的控制性能,但随着高度的增加,控制指令应结合实际控制能力,以完成对飞行器的姿态控制.     

超声速、高超声速球锥组合体表面压强估算方法及其应用

改进并推广了一种有效的球头单锥组合体在超声速和高超声速流动情况下的表面压力分布算法 ,并利用该算法对若干来流条件下球头双锥组合体表面的压力分布进行了计算。计算结果与数值计算结果以及文献实验数据的比较表明 :本文介绍的方法不失为一种适用范围较宽、准确程度较高的工程算法     

带控制舵机动弹头粘性绕流数值模拟

采用空间二阶精度的交替方向隐式分解的NND格式求解完全气体假定下的非定常薄层近似Navier Stokes方程 ,并采用抛物化的椭圆型方程生成复杂带翼外形的空间网格。最后给出带控制舵机动弹头在M∞ =7 3,α =2 0°下所计算的流场等值线、表面压强分布及表面极限流线     

Spalart-Allmaras湍流模型在高超声速气动加热计算中的应用

将AUSM+格式与LU SGS隐式迭代相结合,采用一方程的Spalart Allmaras湍流模型和二阶迎风MUSCL格式,研究了火星"探路者号"实验模型在10马赫来流条件下的气动热问题。采用量热完全和热完全两种气体模型的计算结果与实验数据进行了比较。热完全气体模型模拟的热流分布规律与实验吻合较好,但是对分离区的热流估计过高。在网格合理划分,尤其是满足近壁面的网格分辨率要求的前提下,该方法能够合理反映高超声速流场除分离区以外的气动热特性。     

数值模拟类升力体外形高超声速粘性绕流

采用空间二阶精度的交替方向隐式分解的NND格式求解完全气体假定下的非定常薄层近似Navier Stokes方程 ,并采用抛物化的椭圆型方程生成复杂带翼外形的空间网格。最后给出了类升力体外形在M∞ =8 0 ,α =2 0°下的流场计算结果。     

KKV质量、质心、转动惯量一体化测量方法研究

从提高动能拦截器质量、质心、转动惯量测量设备在动能拦截器轻小型化发展趋势下的通用程度和性能鲁棒性角度 ,提出一种无称重传感器条件下的质量、质心、转动惯量一体化测量方法。该方法将对动能拦截器质量、质心和转动惯量的测量转化为对不同加载状态下转台摆动周期的测量 ,数学仿真结果表明了该方法在原理上的可行性和有效性     

大型飞行器制导与姿态控制联合仿真建模研究

针对固体火箭发动机、机动发射的大型飞行器的特点 ,提出了建立大姿态情况下全量、全干扰、非线性、时变的制导与姿态控制联合仿真数学模型的一般方法。以某型号固体发动机、机动发射的飞行器为背景 ,在综合考虑了控制系统动态特性和飞行器质心运动、绕质心运动、变质量特性、弹性振动特性、风干扰等因素的情况下 ,建立了飞行器的联合仿真数学模型。进而在面向对象仿真环境下 ,建立了直观、形象、易理想、易扩充的面向对象的飞行器联合仿真模型。仿真结果表明所建联合仿真模型是正确和有效的