旋转导弹横向喷流干扰特性数值模拟

为研究超声速来流条件下旋转导弹横向喷流干扰流场结构及喷流干扰对导弹气动特性的影响和机理,使用基于雷诺平均非定常N-S方程和滑移网格技术的非定常数值方法对旋转导弹横向喷流干扰流场进行模拟。研究旋转对导弹横向喷流控制效果的影响,给出不同条件下导弹的气动特性变化规律,分析了横向喷流对旋转导弹气动特性的影响。研究结果表明:旋转会导致导弹横向喷流控制力发生偏转,偏转方向与旋转方向相反,偏转角度随着转速增加而增加;在小攻角下,喷流干扰效应产生的附加侧向力和偏航力矩系数的瞬时值比旋转马格努斯效应产生的侧向力和偏航力矩系数的瞬时值大一个数量级,随着攻角增大,旋转马格努斯效应引起的侧向力和偏航力矩系数占全弹的比例增大,喷流引起的附加侧向力和偏航力矩量值减小;旋转导弹横向喷流控制扇面内气动系数随滚转角变化具有很强的非定常性,当喷流控制扇面角度不大时,时均侧向气动特性与对称面处滚转角下的瞬时值侧向气动特性比较接近,不同扇面角度内有喷流的时均侧向力系数和偏航力矩系数远大于无喷流时。

格尼襟翼对旋转导弹气动特性的影响

旋转导弹多采用斜置尾翼产生滚转力矩,但存在转速稳定性差等问题,影响了命中精度。为改善旋转导弹气动特性,本文采用在导弹尾翼后缘放置格尼襟翼的方式代替传统斜置尾翼产生滚转力矩。通过数值模拟方法,研究了不同高度格尼襟翼对导弹气动特性的影响规律,并与斜置尾翼模型进行对比。结果表明:格尼襟翼能够产生保持导弹旋转的滚转力矩,且格尼襟翼高度增加,滚转力矩增大;相比斜置尾翼,格尼襟翼能够为导弹提供更大的滚转力矩,对导弹侧向力的影响相对更小。不同来流马赫数下格尼襟翼的操纵效率略有差异,亚声速来流时,格尼襟翼产生的滚转力矩随着导弹迎角增加而减小;超声速来流时,格尼襟翼产生的滚转力矩几乎不随迎角变化而改变,与亚声速来流相比,格尼襟翼的操纵效率降低。进一步通过分析流场揭示了格尼襟翼产生滚转力矩的流动机理:格尼襟翼使得导弹尾翼后缘附近产生非对称流动,以致各尾翼出现非对称的压力差,从而产生保持导弹旋转的滚转力矩。

小口径旋转导弹组合导航算法设计

针对小口径旋转导弹特点,提出地磁辅助MEMS惯组的组合导航算法设计方案。给出MEMS惯性器件和地磁传感器的误差数学模型,简述三轴地磁定姿解算原理,在设计的飞行轨迹上进行MEMS惯性导航仿真和MEMS惯组/地磁组合导航仿真。结果表明:经过地磁辅助的MEMS惯性导航的姿态角误差和位置误差减小明显,可以满足旋转导弹的使用要求。

双通道控制旋转导弹自动驾驶仪解耦控制研究

为消除旋转导弹自旋所带来的纵向与侧向运动的交叉耦合,进行了双通道控制旋转导弹自动驾驶仪回路解耦控制研究.对自动驾驶仪回路的耦合进行分析发现,旋转导弹自动驾驶仪回路存在运动耦合、控制耦合以及加速度表不在质心引起的耦合.分析结果表明了解耦的必要性.利用前馈补偿法实现了自动驾驶仪回路的解耦控制,并进行了仿真,结果验证了解耦方法的可行性.

双通道控制旋转导弹自动驾驶仪回路的数学变换及其耦合性分析

根据双通道控制旋转导弹的特点,通过旋转变换,将弹体坐标系下的自动驾驶仪回路变换到准弹体坐标系下,并比较了与倾斜稳定导弹标准自动驾驶仪的区别.旋转变换后自动驾驶仪的弹体环节和舵机环节的模型均发生变化.旋转导弹自动驾驶仪回路存在运动耦合、控制耦合以及加速度计不在质心时引起的耦合.研究结果表明,在自动驾驶仪设计中需要进行解耦,以减小交连的影响.

克服旋转导弹螺旋运动的方法研究

本文结合旋转导弹自身的特点 ,提出了一种通过主动控制弹体内部活动质量块的运动来克服旋转弹螺旋运动的方法 ,这将有助于提高旋转导弹的命中精度。文中针对大气层外飞行的旋转导弹进行仿真研究 ,计算结果证实了该方法的有效性和可行性。

一种单通道旋转导弹自动驾驶仪设计方法

为了设计单通道旋转导弹的自动驾驶仪,给出了弹体坐标系下的自动驾驶仪结构,通过旋转变换,将弹体坐标系下的自动驾驶仪回路变换到准弹体坐标系下,并进行了简化,在准弹体坐标系下设计了自动驾驶仪,准弹体坐标系下的自动驾驶仪回路存在耦合,为了消除旋转导弹自旋带来的纵向与侧向运动的交叉耦合,利用串联补偿法实现了自动驾驶仪回路的解耦控制.仿真结果验证了该设计方法的可行性.

基于陀螺力学的旋转导弹锥形运动分析

针对旋转导弹飞行中弹体的锥形运动,利用陀螺动力学中的双自由度陀螺线性扰动方程建立数学模型,分别分析了纵向静稳定力矩和侧向力矩对旋转导弹锥形运动的作用机理;利用布尔加可夫相空间方程组,分析线性气动阻尼对旋转导弹的锥形运动的影响。结果表明,旋转导弹锥形运动的幅度随弹体气动静稳定性而增加,故气动参数mzα的选择应以导弹质心最靠后时仍能保持弹体纵向中立静稳定为标准,而且线性气动阻尼对旋转导弹的锥形运动的稳定是不利的,并最后导致旋转导弹锥形运动的发散。

旋转导弹姿态稳定控制方法研究

旋转导弹往往采用初始静不稳定的结构形式使得在攻击目标时具有较大的过载能力,如何能够保证旋转导弹平稳地度过静不稳定段是导弹正常飞行的关键。采用姿态稳定控制方法对初始段进行控制,使导弹顺利度过静不稳定段,通过数学仿真及半实物仿真验证了该控制方法的有效性。基于正交试验设计的仿真试验表明,在各种气动干扰因素影响下,旋转导弹均能实现较高的姿态控制精度。

基于Matlab/Simulink的旋转导弹六自由度弹道仿真

旋转导弹弹道仿真是弹翼结构优化设计和弹道优化设计的基础。首先用CFD方法计算了旋转导弹在不同转速、攻角、侧滑角和马赫数下的气动系数,其次介绍了Matlab/Simulink的航空模块集,并利用其建立了旋转导弹的六自由度弹道仿真的方框图模型,仿真过程中的气动系数利用已计算得到的系数表经四维插值获得,最后给出了静止大气和风场中的弹道仿真结果。从仿真的结果可以看出,旋转导弹的攻角和侧滑角随弹体的轴向旋转而作振荡变化,并且轴向高速旋转有助于保持法向和横向的稳定性。

旋转导弹的控制信号分析

首先阐述了旋转导弹的单通道控制机理 ,指出在实际应用中由于初始条件的变化并不总是能够得到理想的等幅不等宽的脉冲调宽信号 ,因而传统理论分析得出的线性化信号频率与弹旋频率比并不总是最优的。从相位误差和幅值线性度这两个方面考虑 ,根据仿真计算结果 ,得出最优的频率比。

旋转导弹捷联导引头比例导引制导律研究

利用捷联导引头和速率陀螺的测量信息,得到旋转导弹实现比例导引制导律所需要的制导信号。定义了相关的坐标系,给出了各坐标系之间的关系,得到了惯性系下视线角的计算公式,进一步给出了惯性系下视线角速度的计算公式,最后得出了旋转导弹比例导引制导律的实现方法。

旋转导弹风洞动态测力试验技术研究

常规风洞静态气动力测量技术无法得到旋转导弹的非定常气动特性数据,需要研究在风洞中模拟旋转导弹运动特征以及对气动力实现动态测量的试验技术。在1.2m量级超声速风洞中,研究了大长细比导弹模型旋转运动主动控制技术以及与旋转运动对应的动态测量试验技术。采用旋转导弹模型(长细比为20)对建立的试验技术进行了风洞试验验证。结果表明:采用微型驱动系统并对旋转组件与导弹模型进行一体化设计,可以对大长细比导弹模型转速进行稳定控制;建立的风洞动态测力试验技术可以对导弹模型旋转运动下的动态数据进行测量,试验数据重复性精度良好。

安装误差和动不平衡对旋转导弹惯性器件输出的影响及补偿

为了提高旋转导弹惯性器件的测量精度.建立了弹体坐标系和动平衡坐标系并给出其转换关系;给出了陀螺仪坐标系、加速度计坐标系分别与弹体坐标系之间的转换关系.推导了安装误差和弹体动不平衡引起的陀螺仪和加速度计的测量误差模型,并进行了仿真.结果表明,利用直接补偿和高通滤波补偿方法实现了对陀螺仪和加速度计测量结果的补偿,仿真结果验证了补偿方法的可行性.

旋转导弹的气动布局

旋转导弹简单、可靠、成本低、散布小,是目前反坦克导弹和便携式导弹的一种优秀弹种。随着各类战术导弹的发展,旋转导弹将会在更广泛的范围获得应用。但由于导弹旋转也带来了许多问题,本文主要针对这些问题,对旋转弹的气动布局不同于一般导弹的问题进行了讨论。可供总体与气动设计参考。

考虑刚体运动与弹体变形耦合效应的旋转导弹动力学建模

旋转导弹结构细长,具有较大弹性,结构低频振动易与刚体运动相互耦合。为更好地研究旋转导弹的动力学特性,对考虑刚体运动与弹体变形耦合效应的旋转导弹动力学建模问题展开研究。引入瞬态坐标系,在该坐标系下利用拉格朗日方程建立弹性旋转导弹的惯性耦合完整模型。该模型考虑了弹性变形对质量特性的影响,能够完整描述刚体运动和弹性变形间的耦合效应。在不同假设下,将惯性耦合完整模型简化后可得到弹性耦合简化模型和非惯性耦合模型。仿真分析结果表明:相对于其他两种简化模型,惯性耦合完整模型能够更全面地描述旋转导弹的运动,而刚体运动与弹体变形耦合效应在旋转导弹建模和分析中不可忽略,需要加以考虑;在旋转导弹运动稳定情况下,3种模型的差别主要体现在姿态运动上,而在弹性变形上的差别可以忽略。

旋转导弹制导技术及应用

分析了旋转导弹制导技术的特点、原理、实现方法 ;结合典型型号 ,对旋转导弹制导技术的应用进行了综述 ;并对其发展方向进行了预测。

旋转导弹纵侧向运动交连解耦的一种近似方法

本文提出了1种旋转导弹纵、侧向运动交连的解耦方法。借助于3自由度陀螺,设置1个“陀螺补偿角”,使导弹在飞行弹道上实现平均解耦。并用'Powell'法进行参数优选。

旋转导弹舵指令限幅方法研究

在将控制指令送给导弹舵机时都需要根据舵机的输入范围进行指令限幅,旋转导弹的指令为正弦形式,采用常规的限幅方法将会造成较大的相位滞后;结合旋转导弹舵机的特点,在指令限幅中采用对幅值进行限幅而不改变频率和相位信息,在实现限幅功能的同时保留原有的频率和相位信息,保证舵机的工作性能,为导弹控制建立良好的基础。

旋转导弹喷气阻尼效应建模与分析

旋转导弹在主动段不仅受到气动力和气动力矩的作用,还受到质量特性变化和喷气的影响。为研究旋转导弹在主动段的运动特性,对其喷气阻尼效应进行了建模与分析。首先,将旋转导弹看作连续质点系,根据变质量力学的基本原理,建立了同时考虑气动力矩、喷气阻尼效应和变质量特性的旋转导弹动力学方程;然后,分别对喷气阻尼效应和非线性变质量特性作用下导弹自旋转速和锥形运动的特性进行了理论分析,推导了喷气阻尼效应和气动力矩共同作用下旋转速度的表达式,并分析了锥形运动的稳定性,得到了稳定的充要条件;最后,利用数值仿真对理论分析的结果进行了验证.理论分析和仿真结果表明:喷气阻尼效应和变质量特性会影响导弹的自旋转速和锥形运动特性;若要保持导弹转速不变,应使药柱半径略小于发动机喷口截面半径,而喷气阻尼效应增大了锥形运动的阻尼,有利于保持锥形运动的稳定;质量特性的非线性变化能使锥形运动更快收敛;喷气阻尼效应和变质量特性对旋转导弹运动特性的影响不可忽略,在设计和分析中应加以考虑.