针对传统方法对初值选取敏感问题,将差分进化算法(DE)应用到气动参数辨识中,取代传统极大似然方法中的牛顿迭代梯度优化方法,对高旋弹的气动参数进行全弹道辨识。文中首先对可辨识性问题进行分析。通过仿真计算,证明该方法与传统极大似然方法相比辨识结果更加稳定,并通过反算弹道的方法证明了该算法收敛速度快,全局寻优能力强,具有较高的精度,并且解决了传统方法对初值敏感问题。

由于当今导弹设计出现长径比逐渐增大的趋势,气动伺服弹性问题引起设计工作者的重视,气动伺服弹性是由于大长径比导弹表面的非定常气动力、导弹结构弹性与飞行控制系统之间的耦合带来的影响。基于此,文中对导弹气动伺服弹性问题进行介绍,考虑导弹刚体运动与弹性体运动之间的耦合作用,推导由于弹性振动带来的附加气动力和力矩,并考虑了由于弹体变形引起的推力偏心问题,利用弹性体导弹动力学模型,对弹性体导弹的气动伺服弹性进行仿真分析,并得到相关结论。

采用基于结构重叠网格数值方法对大长细比导弹从平飞状态拉起至大攻角状态的非定常流场进行数值仿真,并将仿真结果与若干固定攻角状态的静态计算结果对比分析,发现两种情况下的结果存在明显差异,静态的横向结果偏大,动态的纵向结果偏大。结果表明在导弹的工程研制中,气动设计应充分考虑‘动静结合’的设计方式,以期达到最优效果。

设计了一种基于脉冲推力/气动力控制的高速动能导弹复合控制系统。首先建立了滚转导弹的数学模型，然后对脉冲推力/气动力复合控制系统工作流程进行了描述，设计了脉冲发动机点火策略;最后通过仿真算例对复合控制方法进行了验证和分析。仿真结果表明:设计的复合控制系统能够有效降低滚转高速动能导弹的发射初始扰动，具有一定的应用价值。

提出了一种可适用于中小型战术导弹的伺服弹性工程试验方法,选取导弹飞行特征点进行参数处理,开展开环和闭环试验,验证导弹飞行的稳定性。将该试验方法应用于某导弹,考核了控制系统与结构、气动的耦合性能,指导了导弹的总体设计,可提升武器的总体性能。

下挂式空中发射运载火箭机箭分离后至运载火箭一级分离前火箭历经亚音速、跨音速、超音速和小、大攻角多个飞行状态,因此研究不同飞行状态下运载火箭的气动特性是实现下挂式空射成功的基础。针对下挂式空射特点设计构建了运载火箭三维模型;根据运载火箭的飞行状态将机箭分离过程划分为无动力飞行段、跨音速突破至超音速段和加速飞行段,运用CFD仿真技术研究了不同马赫数和攻角状态下火箭气动特性;为研究机身长度和平尾上反角对火箭气动特性的影响,在原设计火箭基础上增加了箭体长度+0.5m、+1.0m、+1.5m、+2.0m和水平安定面上反角-5°、-10°、-15°、-20°、-25°,结果表明,不同机身长度会与机翼产生不同的气动干扰而影响到整个火箭的升阻特性,平尾上反角基本不影响火箭的升阻特性,同时,改进后的火箭模型俯仰稳定性得到了增强。

采用基于动态嵌套网格的非定常CFD手段结合CFE方法,对高超声速导弹进气道整流罩旋抛式分离过程进行数值模拟,并对其分离安全性及对弹体的扰动特性展开分析与讨论。结果表明,当整流罩保持较大的正向俯仰姿态角时,其分离安全性更高,分离耗时更短,但整流罩对弹身的干扰更强,持续时间更久,通过合理设计整流罩的质量分布以及旋抛约束的解锁角度,可以有效调整整流罩掉落过程中的姿态变化。

为了解决机载外挂武器分离数值仿真问题,应用FLUENT软件的用户自定义函数求解外挂武器的气动力,并输入给嵌入的弹道和稳定控制程序获得武器下一时刻的位置和姿态,再采用“弹簧模型+局部网格重构”动网格和求解器获得更新的气动力,依次循环仿真分离过程。该方法解决了多体动网格相对运动和流场剧烈变化仿真结果收敛性不好的问题。结果表明:该方法可以比较精确的仿真机载外挂武器分离过程,为外挂物安全分离设计提供参考。

火箭弹的射程受传统固体火箭发动机技术发展的制约,在高能推进剂技术没有明显改善的情况下,进一步提高火箭弹的射程变得越来越困难。文中首先对影响火箭弹射程的主要因素进行了分析,对采用不同发动机技术在不同射程火箭弹的阻力系数、飞行速度和附加推力等影响因素进行逐一分析,并对采用双脉冲发动机技术的火箭弹增程能力进行仿真分析,仿真结果证明采用双脉冲发动机技术可以有效增加火箭弹的射程。

某隐形飞机内埋式武器在弹射过程中,系统质心变化、外流场剧烈扰动等可能会引起武器姿态偏离,导致机/弹碰撞,因此在弹射系统中设置了同步机构。为取得同步机构角度和长度最优值,通过动力学分析软件ADAMS对同步机构进行参数化建模,用OPTDES-SQP非线性二次规划算法对同步杆的角度和长度进行仿真研究。研究结果表明,同步机构最优值为A=91.13°,l11=l13=45.01mm,l9=3839.28mm,同步性能对A值变化最敏感,应以A值误差控制为主。