控制火箭弹头部偏角的弹道修正技术

基于控制头部偏角来产生附加控制力的思想,进行了控制弹箭弹头部偏角实现一维弹道修正的可行性研究,并建模分析了影响修正弹修正量的主要因素。蒙特卡洛模拟结果显示普通火箭弹采用此修正技术后射程散布减小到原来的1/3。文中的研究结果可为发展一种新型的弹道修正弹提供参考。

头部偏角对气动特性影响规律研究

为了获得头部偏角对气动特性的影响规律,首先对弹体表面不同位置的压力变化进行了试验,并以此修正和验证基于头部偏转弹的数值计算模型,并进一步计算不同马赫数和不同头部偏角情况下对升力、阻力和俯仰力矩影响规律。结果表明,头部偏转对弹体表面影响效果十分显著,远远大于同一角度攻角对压力大小的改变量。较小头部偏角和马赫数下的阻力与原型弹偏差不大;随着头部偏角的增加,升力和俯仰力矩会迅速增加。对于在某个头部偏角情况下,存在唯一一个使飞行稳定的最大马赫数。

头部可偏转飞行器气动仿真与外形优化

针对头部偏转控制的飞行器模型,以通用流体计算软件Fluent为计算平台,进行了大量气动性能仿真实验。计算了不同头部偏角,不同马赫数和攻角姿态时,飞行器模型所受的气动力,分析在不同条件下升力、阻力和偏航力矩的变化情况,同时比较了不同外形的此类飞行器的气动性能。