变体飞行器头锥的运动控制性能分析

为提高变体飞行器头锥在外部负载条件下的运动性能,提出一种二自由度的3RSH/3RRR变体头锥机构(R,S,H分别为转动副、球副及螺旋副),进行了位置分析和机构运动特性分析。通过Simulink/SimMechanics工具箱搭建变体头锥机构框图,并分别搭建模糊比例积分微分(proportion integration differentiation,简称PID)控制系统和BP神经网络(backpropagation networks,简称BPNN)PID控制系统。在空载、随机变化负载2种不同外部环境下,设定阶跃、正弦2种期望轨迹进行仿真,比较了常规PID、模糊PID和神经网络PID的控制性能。实验结果表明,智能控制的适应性、鲁棒性远好于常规PID,其中模糊PID控制对变体头锥机构的控制性能最好,能够满足不同工况下的控制要求。

高超声速飞行器头锥气动流场计算与热力耦合分析

基于ANSYS软件,以某高超声速飞行器钝头锥为研究对象,运用计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)数值模拟技术对头锥外流场气动热进行计算,分析了在高超声速来流下头锥壁面流场区空气温度、压强、速度和密度的分布规律,并运用单向流-热-固耦合对头锥进行热力耦合计算,得到头锥温度场、应力场和变形量,从而对该类型头锥防热措施提供合理的建议。

引信头锥摆动角对火箭弹气动特性及控制能力影响

针对低旋火箭弹在引信头锥摆动时改变了全弹的气动特性问题,进行了气动特性仿真,分析了引信头锥摆动角对火箭弹气动参数的影响,并利用气动仿真得到的数据进行控制能力的仿真,从而为弹道修正火箭弹设计提供依据。仿真结果表明:升力系数和俯仰力矩系数随引信头锥摆动角的增大都有显著的增大,且在稳定飞行时引信头锥摆动火箭弹的修正能力可以满足火箭弹二维弹道修正的要求。

钝体头锥发汗冷却对流换热实验研究

本文进行了钝体头锥发汗冷却的实验研究,揭示了注入率,主流温度以及主流Re数对发汗冷却壁温及冷却效率的影响规律。结果表明:发汗冷却对于绕流钝体这种主流为曲面外流的情况依然能以较低的注入率对壁面进行有效的热防护。头锥驻点壁温较高,发汗冷却效率较低;从驻点至下游段壁温不断降低;冷却效率随主流Re数增加而降低。在接近下游处由于尾迹流与钝体底部的换热导致壁温有所增加。

某系留气球头锥环境适应性设计

头锥是系留气球的重要组成部分,也是容易产生失效的部件之一。针对现有头锥环境适应性差的问题,介绍了一种用于抗恶劣环境的系留气球的头锥设计方案,该方案提高了头锥在高温、高湿、高盐等恶劣环境下的耐腐蚀能力。优化该头锥的结构形式、材料、工艺,基于ABAQUS软件对其结构进行了有限元分析,计算结果显示刚度和强度均满足使用要求。此外,环境试验和实际应用表明,在恶劣环境下,该头锥的使用稳定可靠,具有较高的环境适应性,且安装工艺简单、运输方便,达到了设计目的。

基于伞式导杆机构的变体头锥设计与仿真

可变体头锥结构是改善空天飞行器气动性能的一种有效途径。为了实现空天飞行器对复杂环境的自适应性,本文基于伞式导杆机构设计了空天飞行器变体头锥结构,探讨了变体头锥的运动特性和运动平稳性。仿真分析了不同驱动方式下头锥变体过程中的运动学特性,得到了影响变体头锥工作性能和系统稳定性的主要因素。分析结果表明,所设计的变体头锥结构伸长量为1 499.6mm,偏转量为500.7mm,满足设计要求;与采用匀速运动模式相比,采用正弦运动规律驱动模式,基于伞式导杆机构的变体头锥具有较好的运动特性和运动平稳性。

基于引信头锥摆动的火箭弹弹道修正方法

针对现有火箭弹头锥摆动方法不适用于库存火箭弹的问题,提出基于引信头锥摆动的弹道修正方法。该方法通过电机驱动控制引信头锥摆角改变全弹气动外形,产生二维弹道修正所需附加修正力及力矩,达到修正弹道落点的目的。气动仿真结果表明:阻力系数仿真值与风洞试验值的相对误差不超过20%,且弹道仿真结果与原火箭弹的方向、距离误差对比表明,头锥摆动式弹道修正引信的修正能力可以基本满足二维弹道修正的要求。

高超声速气流中头锥逆喷防热流热耦合分析

作为一种主动冷却方式,逆向喷流结构对高超声速飞行器的热防护具有显著效果。为了对头锥逆喷的防热特性进行准确预测,采用流热耦合方法,对6马赫下的头锥逆喷结构的流动和传热进行数值研究。通过数值计算和实验对比,验证了湍流模型和流热耦合算法的准确性,获得了不同逆喷总压比下的流动特性,并且对不同逆喷总压比对流动和传热的影响进行了分析。此外,讨论了攻角和固体材料对结构防热的效果影响。研究结果表明:逆喷总压比的提高使得气动加热降低,并且固体结构内的温度分布更加均匀;随着攻角的增大,经过60 s的热考核计算,结构内温差显著增大,导致逆喷冷空气进一步流向背风面,强化了背风面上的头部冷却效果;对于IN718和C-103两种不同材料,在头部冷气流回流区和再压缩激波影响显著的区域,气动加热的差异可以忽略,而采用C-103作为结构材料时结构内的温度分布更加均匀。

小口径弹丸头锥三自由度偏转气动特性分析

为研究小口径弹丸的二维弹道修正能力,进行了头锥三自由度偏转时弹丸整体的气动特性分析。建立弹丸的弹轴坐标系和弹头坐标系,确定2个坐标系的相对欧拉角为偏角和转角。通过控制不同的偏角和转角,运用计算流体力学软件Fluent仿真分析弹丸头锥在不同空间位置的气动特性。在5°攻角和弹丸头锥的不同偏转情况下,采用数据拟合方法得到弹丸的俯仰力矩系数、偏航力矩系数随弹丸头锥偏角和转角变化的数学模型。仿真结果表明,在头锥不偏转的情况下弹丸具有较好的稳定性,静稳定储备量为13.54%。

基于引信头锥摆动的弹道修正执行器设计

良好的执行器在弹道修正系统中不仅能够简化控制器的设计,降低功耗,而且能够有效提高弹道修正效率,因此,执行机构的设计也是进行弹道修正控制的一个重要环节。文中以一种尾翼微旋火箭弹为研究对象,在分析弹道修正系统对执行机构输出和响应时间要求的基础上,设计了一种适用引信头锥摆动的电机驱动和齿轮传动的执行机构,并提出一种驱动执行算法。

基于头锥外形的嵌入式大气数据测量系统研究

基于一种头锥外形对超声速飞行嵌入式大气数据测量系统进行了原理、仿真及试验研究。结果显示,FADS测量结果较好的考虑了实时风场变化的飞行来流参数,马赫数测量偏差小于3%,攻角、侧滑角测量偏差小于1°。嵌入式大气数据测量技术在临近空间飞行器飞行控制、吸气式发动机控制和高精度气动辨识等专业领域具有广泛的应用前景。

应用西门子循环编制三头锥螺纹程序

通过实例,调用西门子系统的毛坯切削循环(LCYC95)和螺纹切削循环(LCYC97),说明手工编制三头锥螺纹加工程序的简单方法。

贯入器头锥外形优化设计

贯入器的头锥起着穿入土壤的作用,是贯入器的重要工作组件,其外部形状决定穿入过程中的阻力大小,阻力越小贯入器单次冲击的穿入深度越深。为了获得最优的头锥外形,提出利用三次样条插值法,以坐标为变量,建立可表示任意形状头锥的曲线方程,获得任意曲线头锥与土壤作用力大小的微分方程。以头锥所受的阻力最小为优化目标,利用遗传算法求得组成最优头锥的曲线坐标值,确定具体的头锥曲线形状。利用离散元仿真软件对比相同基本尺寸下的不同形状头锥所受阻力的大小,分析结果表明:构件的最优头锥外形在贯入土壤的过程中所受到的平均阻力最小,验证了优化结果的正确性。

非圆截面变体头锥机构设计与运动仿真分析

设计具有变形能力的飞行器结构,通过主动改变其气动外形是提高空天飞行器飞行能力和环境自适应性的有效途径。本文提出了一种可实现单侧弯曲与多级伸展变形的空天飞行器非圆截面变体头锥机构设计方法,可独立进行头锥的多级伸展及弯曲运动,实现变体形式多样化;通过在伸展机构级间设计锁定装置,保证了头锥变形的展开稳定性。结合飞行工况,计算了头锥伸展过程中所受载荷及所需驱动力。头锥伸展及弯曲运动仿真结果论证了方案的可行性。在给定驱动模式下头锥机构的轴向最大伸展位移与体长比为0.43,伸展弯曲比可达3.5。通过分析变形过程的位移、速度及加速度变化规律发现,所设计的变体头锥机构可实现较好的运动特性和运动平稳性。

一种通道主动冷却头锥结构控温效果的试验研究

为了验证通道主动冷却应用于飞机典型结构的冷却效果,选取了设计得到的一种通道主动冷却的飞机头锥结构作为试验对象,按照飞行状态的气动热载荷边界条件,设计了相应的地面试验方案,并针对该结构开展了原理性试验。试验结果表明,具有主动冷却的TC4钛合金头锥结构,可在马赫数6的等效热载荷条件下,维持结构整体温度在400℃以下,展现出良好的控温效果。试验中,对不同温度控制目标下的冷却水流量进行了系列测试,证明了通过调节流量控制结构温度的可行性。研究结果可为后续开展通道主动冷却功能结构设计、主动冷却的控制策略设计和地面等效试验环境的设计提供参考。

疏导式结构在头锥热防护中的应用

针对高超声速飞行器工作时头锥恶劣的热环境,为了保证飞行器头锥的尖锐外形,提出疏导式热防护结构,利用内置高导热碳材料结构为飞行器头锥提供热防护.采用流固耦合方法对头锥疏导式防热结构进行了分析,验证了头锥内置高导热碳材料具有较好防热效果,其中来流马赫数(Ma)为9时头锥前缘壁面最高温度下降了21.9%,尾部最低温度升高了15.2%,实现了热流由高温区向低温区的转移,削弱了头锥的热载荷,强化了头锥的热防护能力.本文对外蒙皮结构参数、材料参数以及内部高导热碳材料导热率对头锥热防护性能的影响进行了分析,其中头锥最高温度随着蒙皮材料导热系数的增加而降低到一个稳定值;随着蒙皮材料表面黑度的增加而降低;随着蒙皮厚度的增加而升高;随着高导热碳材料导热系数的增加而呈抛物线下降.

内锥插拔式电缆终端头的制作工艺及流程

内锥插拔式电缆终端头结构简单,安装快速便捷。套管可与电缆、应力锥分开安装、分开试验,分为重复使用和不可重复使用两种。主要阐述内锥插拔式电缆终端的制作工艺及流程。

导弹头锥烧蚀计算方法

对某导弹在气动加热条件下，应用“飞机结构三维温度场分析”程序，通过坐标变换处理烧蚀移动边界，通过“热阻”处理不同结构件的接触问题，然后成功地进行了烧蚀和温度场的耙合求解。计算结果表明了导弹头锥的烧蚀和温度分布规格。

基于蜜蜂腹部变体机制的空天飞行器仿生变体头锥设计

头锥在空天飞行器气动外形的优化中起着重要作用,基于蜜蜂腹部的变体机制,设计了仿生变体头锥。利用X射线断层扫描技术和Amira软件对蜜蜂腹部分别进行全息无损扫描与三维重构,试验结果表明,相邻体节之间共有12束肌肉,通过等效将相邻体节间的生理结构演化为并联机构,利用基于螺旋理论的给定末端运动约束的型综合方法对上述机构进一步优化,根据变体头锥的技术指标,选择2(3-SPR)并串联机构作为变体头锥的变形驱动机构,并进行了运动学分析。利用扫描电子显微镜试验研究了节间褶的形态特征和分布规律,通过机构异化将其演化为锥面变胞折展机构。综合2(3-SPR)变形驱动并串联机构、锥面变胞折展机构和壳体,设计了具有分节结构的仿生变体头锥,以适应空天飞行器在不同飞行阶段的构型需求。