一、任意截面弹体的翼身干扰系数估算方法研究（论文文献综述）
曹润铎[1]（2020）在《某小型机载制导弹药弹道优化设计及发射过程研究》文中认为在武器装备的研制过程中,由于机载平台的特殊性,机载主动防御系统一直是研究较为欠缺的领域。但是随着大型空中平台在现代战争中面临的威胁日益严峻,研究设计一种小型机载主动防御系统已经迫在眉睫。作为一款全新的武器系统,其发射过程的方案设计还存在很多问题。本文以某小型机载主动防御系统为研究背景,通过理论分析与数值模拟,对这一新型武器装备的气动外形和发射系统内弹道参数进行了方案设计,同时开发了两种新型智能优化算法对设计方案进行了优化设计,并且通过数值仿真证明了设计方案的合理性与可行性。进一步地,采用数值模拟方法对该系统发射初始过程进行了模拟计算。具体内容如下:a)根据本文所研究的某小型机载制导弹药总体设计要求,对其气动外形进行了理论分析,初步设计了合适的气动布局与尺寸参数。利用工程经验方法,编制了一套小型机载制导弹药气动力计算软件。同时,采用数值模拟计算的方法对气动力软件进行了评估与修正,以提高工程计算方法对气动力参数预测的准确性。进一步地,基于初始设计方案,利用数值计算方法对不同结构的设计方案进行了模拟计算,研究了该小型机载制导弹药气动部件形状参数及安装位置对全弹气动性能的影响。b)根据本文所研究的某小型机载制导弹药总体设计要求,考虑到机载平台的特殊性,提出了一种用于机载平台的高低压垂直弹射发射方式。通过分析该发射方式过程,对高低压内弹道装填参数与结构进行了方案设计。建立了小型机载制导弹药高低压弹射经典内弹道模型,并且编制了内弹道数值计算程序,研究讨论了不同装填条件与发射系统尺寸结构对内弹道性能的影响。c)受到晶体在过饱和溶液中逐渐结晶这一物理现象的启发,提出了一种新型简便的智能优化方法。首先通过数学原理证明了该算法的收敛性和可行性,其次利用十余种不同类型的标准测试函数对算法中的关键参数进行了测试分析,并找出了最佳的参数组合方案。此外,利用测试函数对该算法与几种常见的智能优化算法进行了对比分析,结果表明该算法具有编写简单、收敛速度快等优点。进一步地,基于该算法的计算原理,开发并建立了适用于复杂工程设计的多目标优化计算方法。此外,受到子母弹打击毁伤原理的启发,提出了一种新的改进型粒子群算法,通过引入新的粒子更新规则来对算法进行改进,经过与其他几种改进型粒子群算法相比较,结果证明该算法具有方便简单、计算效率高等优点。d)利用所提出的智能优化方法针对文中所建立的内弹道设计方案进行了优化设计研究,得到了最优的内弹道装填参数与结构参数组合,实现了低膛压条件下的最大弹射初速。此外,利用本文建立的多目标优化设计方法,对小型机载制导弹药气动外形进行了优化设计研究,得到了一系列基于不同评价标准的气动外形最优方案。在此基础上,为了验证气动外形优化设计方案的有效性。文章基于制导控制一体化技术建立了载机—来袭目标—拦截弹三者的整体运动模型,通过对比外弹道飞行过程与控制面变化过程可知,当采用操纵性最佳的设计方案时,整个拦截弹道曲线较为平滑,拦截全程的需用过载最小,表明其对舵机的要求也最低。而采用稳定性最佳的设计方案时,拦截方案弹道全程用时最长,且舵机长时间处于最大舵偏角位置,在飞行过程中可用过载较需用过载有着较大的差距,导致整个过程弹道最为弯曲,不利于最终实施有效的拦截。e)对于本文所研究的垂直式高低压弹射发射装置,由于存在初始来流的影响,其膛口流场与一般发射装置的膛口流场有较大的区别。为了研究发射初始阶段膛口流场的发展过程及其对载机和小型机载制导弹药运动的影响,建立了考虑初始流场、发射筒内火药气体压力分布的模型,使用有限体积法计算了不同来流速度和不同弹出速度下膛口流场的发展过程。结果表明,由于载机运动的影响,膛口流畅具有明显的不对称性,弹体迎风侧的激波强度要强于背风侧激波强度,会导致小型机载制导弹药发生俯仰运动。同时,由于高低压发射方式发射筒内压力较低,其膛口流场的火药气体对载机本身没有过大的负面作用,证明了发射初始阶段载机的安全性。f)为了研究该小型机载制导弹药在初始来流影响下垂直发射分离过程中的运动特点,建立了小型机载制导弹药发射分离过程的运动模型,利用有限体积法结合制导弹药六自由度运动模型,模拟计算了载机不同速度和不同弹出速度条件下弹体在发射初始过程的运动状态。研究结果表明载机运动速度越大时,小型机载制导弹药在发射初始过程受到侧向初始来流的影响越大;弹体初始弹出速度较小时,弹体受到膛口流场的影响更为明显,在膛口流场与侧向来流共同作用下弹体做摆动运动;当初始弹出速度较大时,弹体能够快速脱离膛口流场区域,并且在到达安全点火距离时产生更小的俯仰角与俯仰角速度,有利于发射过程的稳定性。
陈立立[2]（2019）在《参数化高超声速巡航飞行器组合布局设计与气动优化分析》文中研究说明高超声速巡航飞行器具有飞行速度快、高度适中、可重复使用、航程远等特点,其技术的突破与应用将会引发航空航天技术的跨越式变革,对国家综合实力产生深远影响。以吸气式冲压发动机为动力的高超声速巡航飞行器利用大气中的氧气为氧化剂,可实现远距离巡航飞行,可用于远程投送、两级入轨第一级、高超声速客机等用途,在未来具有重大的应用潜力。高超声速巡航飞行器的设计与飞行器的气动、结构、防热、材料、飞行方案等因素密切相关,是一个多学科紧密耦合的系统工程。气动布局设计是高超声速飞行器设计的基础,但是不同于常规飞行器,高超声速飞行器的布局设计还没有成熟的方法可供参考。为了兼顾气动性能和多参数协调的设计要求,采用单纯的乘波体和简单的翼身组合都很难满足综合性能最优的设计目标。本文以高超声速巡航飞行器为研究对象,分别从创新总体布局和先进气动性能设计出发,针对未来高超声速巡航飞行器的气动布局设计与性能优化分析进行了系统研究。针对高超声速飞行器先进气动布局设计难点,提出了一种多段接序、分片组合的高超声速参数化气动布局设计方法,将飞行器分为前体、机翼和中心体等部件进行参数化设计,提出了高超声速巡航飞行器模块化设计理念。前体和机翼以乘波体为设计思路,中心体构型根据装载需求设计,从而达到飞行器在边缘能够满足压力封闭,有效容积集中在中心体附近的总体布局方案,最终实现具有“乘波特性”的参数可调的高超声速巡航飞行器。论文以组合布局为基础,分别开展了快速性能评估、创新乘波体构型、参数化总体设计、气动布局优化等研究工作。针对高超声速飞行器设计状态的性能设计和快速评估需求,基于高超声速小扰动理论发展了一套快速预测锥导乘波体和组合布局高超声速巡航飞行器气动性能的计算方法,该方法可以根据不同设计参数快速评估高超声速飞行器的气动性能,同时可根据任务目标给出飞行器总体布局设计的初步参数,为进一步精细化设计提供较好的初始条件。针对传统乘波体容积与升阻比的矛盾,提出了一种新型容积可调吻切乘波体设计方法,在上表面出口型线（FCC）和下表面激波出口型线（ICC）基础上引入了一条新的出口激波圆心曲线（COC）,释放了出口激波曲线的部分几何约束,通过调整出口激波曲率半径达到改变乘波体容积特性的目的,拓宽了现有吻切乘波体设计空间。CFD数值模拟结果表明:在无粘条件下,容积率小的乘波体拥有更大的升阻比;在粘性条件下,乘波体升阻比差异较小,本文设计的乘波体具备更大的容积率,具有升阻比和容积的综合优势。针对部件难以衔接问题,提出了一种可变激波角乘波体设计方法,通过改变不同扩张角处的激波角设计不同构型的乘波体。按照激波角从对称面到端点的分布规律,分别设计了定激波角、激波角减小和激波角增加等乘波体,采用数值模拟技术研究了激波角分布规律对乘波体气动性能的影响。研究结果表明:变激波角乘波体具有独特的气动特性、容积特性和压心特性,能够为高超声速飞行器的气动布局设计提供有益参考。针对传统单级乘波前体压缩能力不足的问题,提出了一种纵向分段的多级压缩乘波体设计方法。发展了一种非均匀来流乘波体设计方法,基于该方法分别设计了锥导二级/三级压缩乘波体,吻切锥二级/三级压缩乘波体。数值计算结果表明多级压缩能够有效提升进气道入口处的流量系数、静压比和总压恢复系数等性能参数,可以有效提升吸气式高超声速巡航飞行器的总体性能。针对高超声速飞行器数值计算和优化难等问题,发展了一套快速估算任意外形的高超声速气动性能软件,通过面元法实现快速评估不同研究对象的气动性能和容积特性。发展了一套自由变形技术方法结合面元法的高超声速飞行器气动布局优化程序,实现了高超声速飞行器多参数建模、快速气动评估和快速布局优化,有效地提升了高超声速飞行器设计和优化效率。论文最后以未来高超声速巡航客机为对象,设计了一款包含多级压缩前体、进气道和垂尾的高超声速客机。采用面元法、FFD和多目标优化算法实现了高超声速客机的布局优化,采用数值模拟技术研究了高超声速客机的升阻特性和横航向稳定性,验证了本文组合布局设计、气动性能估算和外形优化等设计和分析方法。论文从高超声速飞行器创新气动布局设计出发,以乘波体为基础,提出了多种新型乘波体设计方法和分段接续的组合布局总体设计方案,达到了同时改善高超声速飞行器容积特性和气动性能的目的,采用基于HSDT和面元法快速估算方法以及CFD数值模拟技术开展了性能研究。本文研究的具有“乘波特性”的组合布局飞行器可为未来高超声速巡航飞行器提供设计参考。论文建立的设计方法是高超声速飞行器复杂布局设计方法中的基础,通过未来多学科优化设计的进一步研究可以提升我国在高超声速巡航飞行器的工程应用能力。
彭悟宇[3]（2019）在《高超声速飞行器气动变形方案设计与外形优化方法研究》文中提出日益复杂的世界局势对飞行器的性能及任务形式提出了新的需求,基于各国在高超声速飞行器攻防领域的大量投入和激烈角逐,为了在竞争中争取有利地位,势必需要新思想新概念的引入来促进相关领域的研究进展。智能变形飞行器概念及高超声速飞行器概念作为重要非对称手段得到了世界各国的重点关注,在此背景下,本文主要针对变形飞行器技术和高超声速飞行器技术的交叉融合进行了初步的探讨,系统地开展了变形技术应用于高超声速飞行器的相关研究。首先分析和梳理了变形飞行器在高超声速范围下的应用前景。结合典型弹道特征对目前高超声速飞行器可能存在的不足及变形飞行器的潜在应用进行了介绍。引入了下表面可变型的乘波体概念并对其变形幅度、变形面积等性质进行了分析,验证其下表面变形的可行性。随后,对文中用于气动分析及优化的计算流体力学（Computational Fluid Dynamics,CFD）数值仿真模型进行了介绍,包括用于优化过程气动特性分析的基于欧拉（Euler）方程的无粘流场仿真+工程粘性修正和用于流场分析的基于纳维-斯托克斯（Navier-Stokes,N-S）方程的粘性流场仿真方法。结合某高超声速带翼细长体飞行器试验模型从精度及效率两方面对流场仿真方法进行了验证并对文中组合体和融合体基准外形分别进行了网格收敛性分析。针对气动外形设计中流场仿真耗时长的特点,通过引入代理模型优化方法来减小计算开销,提高优化效率。介绍了基于分解的多目标进化算法（Multi Objective Evolutionary Algorithms based on Decomposition,MOEA/D）及基于Kriging代理模型的序列迭代优化方法,在此基础上,发展了基于MOEA/D的考虑约束的代理模型优化方法,在考虑局部搜索和全局探索的基础上,将可行性概率也作为优化目标,采用MOEA/D进行三目标的优化,在三目标优化前沿（Pareto Front,PF）上选择多个候选点对代理模型进行多点加点优化,通过将可行性概率最大作为优化目标,使得优化过程能更好的找到可行区域的边界,同时结合局部搜索和全局探索的能力,使得求解带约束的优化问题更具效率。基于上述理论分析方法,针对目前应用最为广泛的伸缩、变后掠、折叠变形模式进行了高超声速组合体变形飞行器变形方案设计及评估,对不同变形模式下的升阻比、翼面效率、静稳定性和舵面效率进行了对比分析。以滑翔段射程及翼前缘总吸热量为目标,采用MOEA/D方法对三种变形模式的两级变形飞行器进行了多目标轨迹优化,研究了常见的翼面变形模式在高超声速环境带来的性能增益,结果显示变后掠翼变形模式在高超声速范围内具备更优的综合性能。最后,对基于下表面变形的融合体飞行器进行了气动外形优化设计,建立了一种基于考虑载荷尺寸约束的气动外形优化方法。在参数化模型建立中,结合解析方法和固支三次样条曲线,建立参数化模型并实现载荷尺寸的约束判定修正,通过基于MOEA/D的多点加点序列迭代方法进行优化。结果显示上述方法优化得到的外形与以容积率为目标之一的多目标优化相比,更能满足载荷特定的尺寸约束,有效容积更高,更具工程实用价值。基于优化后基准外形,对融合体变形飞行器的设计方法展开研究,以参数化模型轴向控制截面的迎风面样条曲线线型变化来完成下表面变形。以变形控制参数为优化设计变量,分别对不同飞行工况下的升阻比最优外形进行优化设计。同时以末端机动下压为背景,对固定攻角下俯仰力矩最大外形进行了初步的优化设计,探索了通过下表面变形实现俯仰机动控制的可行性,并基于上述研究内容提出了面向融合体外形的高超声速变形飞行器的气动外形优化设计框架。总之,论文针对变形技术应用于高超声速飞行器中可能存在的问题,从应用需求分析入手,对气动性能分析及变形方案设计、多目标轨迹优化及耗时约束代理模型优化方法等方面展开了研究,对未来高超声速变形飞行器的设计研究提供了一些有益参考。
卢天宇[4]（2018）在《超声速下尾翼式旋转弹箭面外力和面外力矩数值研究》文中指出旋转飞行是一种广泛应用于战术武器的飞行方式。当存在攻角时,旋转飞行会引起垂直于攻角平面的面外力及产生攻角平面外转动的面外力矩。面外力和面外力矩对旋转弹箭的飞行影响显着,在某些条件下会诱发发散的锥形运动。因此,面外力和面外力矩特性及生成机理是旋转弹箭气动研究的一个重要问题。尾翼式旋转弹箭的绕流结构复杂,存在强烈的非定常效应,故其面外力和面外力矩的生成机理分析较为困难。近年来数值计算技术得到了很大发展,使尾翼式旋转弹箭的瞬态流动分析成为了可能。本文采用数值计算方法,对超声速下尾翼式旋转弹箭的面外力和面外力矩特性及流动机理等问题进行了研究,有助于弹箭的外形设计和气动特性分析。本文首先研究了平直尾翼旋转弹箭的时均面外力和面外力矩特性及生成机理。基于双时间推进法对四片平直尾翼弹箭在超声速、旋转状态下的流场进行了模拟。并依据非线性气动模型及定常计算结果,将瞬态流场中的静态因素排除,分析了弹箭时均面外力和面外力矩的生成原因。结果表明在不同马赫数下面外力和面外力矩的生成机理存在显着差异。弹身的遮蔽、尾翼的旋转运动对尾翼附近激波结构的影响以及尾翼附近激波-膨胀波间的相互作用是时均面外力和面外力矩产生的主要原因。随后本文研究了平直尾翼弹箭在锥动滚转耦合运动下的面外力和面外力矩特性。基于刚体动网格法及旋转参考系法分别对两种运动进行了定义和模拟,计算了超声速时四片平直尾翼弹箭在不同运动状态下的绕流。结果表明当马赫数接近1时,单自由度运动下的面外力和面外力矩系数的叠加结果与耦合运动下的面外力和面外力矩系数存在明显差异,即存在显着的气动耦合效应。而当马赫数增大及滚转、锥动速率降低时,气动耦合效应的影响将减弱或消失。流场分析表明,在低超声速马赫数下尾翼前缘激波与其它尾翼诱导的膨胀波的相互作用是气动耦合效应产生的主要原因。此外,本文对非面对称的四片卷弧形尾翼弹箭在超声速、旋转状态下的面外力和面外力矩特性进行了研究。结果表明非面对称的卷弧形尾翼布局引起的静态面外力和面外力矩是卷弧形尾翼外形与平直尾翼外形面外力和面外力矩特性存在差异的主要原因,而两种外形由滚转速率诱导的面外力和面外力矩特性是类似的。对卷弧形尾翼外形及流场结构的分析表明尾翼的曲率与尾翼-尾翼、尾翼-弹身干扰的相互作用是时均静态面外力和面外力矩产生的原因。此外,当马赫数改变时,弹身的静态面外力和面外力矩系数的变化对卷弧形尾翼弹箭的时均面外力和面外力矩系数产生了显着影响。最后,本文从尾翼式旋转弹箭的绕流为周期性流动出发,将用于计算周期性非定常问题的谐波平衡法引入了尾翼式旋转弹箭流场的计算。使用该方法模拟了四片平直尾翼旋转弹箭在超声速来流下的绕流场,并将获取的侧向力和偏航力矩系数与传统的双时间推进法及风洞实验结果进行了对比。分析了基于谐波平衡法计算得到的流场的特点以及谐波数对计算精度的影响。结果表明,使用谐波平衡法对超声速有攻角的尾翼式旋转弹箭绕流进行模拟是可行的,可较准确地得到弹箭的侧向力和偏航力矩系数。谐波数对气动系数结果及流场细节影响显着。
米百刚[5]（2018）在《基于CFD的动导数计算及非线性气动力建模技术》文中认为飞行器气动设计中的绝大部分问题都与非定常气动力密切相关,尤其是随着航空科学技术的发展,传统的基于静态气动力特性的理念已经不能满足先进军民用飞行器的设计需求,因而基于非定常气动力的新型综合设计方法开始得到更多的关注和应用。非定常气动力设计涉及的两个关键问题是动稳定性分析和大迎角气动力建模,前者直接影响飞行器的品质分析和飞控系统设计,后者则是评价大迎角下飞行器性能的重要途径之一。因此,开展有关动稳定性分析和大迎角非定常气动力建模的研究有着十分重要的价值和意义。然而目前的研究工作存在明显的不足之处,动稳定性分析不够精细,大迎角气动力模型的适用性差且精度不高。针对该问题,本文基于高精度的计算流体力学（CFD）方法,开展了动稳定性导数快速精细计算分析和大迎角非定常气动力模型开发等相关问题的研究。主要对复杂环境下的飞行器静、动态气动特性和相应的导数特性进行了计算分析,建立了若干新的单独/组合动导数计算方法,改进并建立了新型的基于流场物理特性的大迎角非定常气动力建模方法,并对这些新方法进行了验证分析。本文的主要研究工作如下:1)采用高精度的CFD方法,研究了复杂流场环境下的飞行器静、动态气动特性,辨识分析了其稳定性导数特性。基于多种动态网格技术,将传统的小幅度强迫谐和振荡方法分别应用于地面/水面效应、大型飞机的翼梢涡/尾喷流/螺旋桨滑流、两机编队以及考虑自身进排气效应等工况,分析了这些环境下的飞行器静、动态气动力特性,进一步辨识并且对比了其静、动导数特性与无干扰理想环境下的差异。结果表明,地面/水面对气动导数的影响趋势类似,但是由于水面具有柔性特点,两者的影响效果存在差别;大型飞机的翼梢涡对流过气流表现出剪切效应,尾喷流为加速效应,螺旋桨滑流则为更加强烈的旋转效应,尾流的存在使得后方的飞行器气动导数特性与无干扰状态差异很大,甚至发生性质上的转变;而两架飞翼无人机编队时,横向的间距对于气动导数的影响更为剧烈;进排气的动力效应影响使得飞翼式飞行器自身的动态阻尼特性有所提高。2)建立了若干新型的动导数精细化计算方法并完成了标模的验证分析工作。针对传统的动导数计算方法不够精细且效率较低的问题,开展了快速计算和精细计算两个方面的新型方法研究。使用谐波平衡法和时间谱方法进行若干样本点时刻的流场计算,基于该气动力结果重建整个非定常周期性过程并辨识动导数,从而提高传统方法的计算效率。进一步建立了升沉振荡法、旋转流场法、差分法和阶跃响应法来精细地辨识组合/单独动导数。升沉振荡法借鉴传统的组合动导数辨识方法,直接辨识时差导数,配合组合动导数结果实现单独动导数计算;旋转流场法计算对象为阻尼导数,通过圆环域将描述定常拉升运动的旋转参考系方法简化,使用定常方法辨识阻尼导数实现动导数的分离;差分法通过对同一变量不同大小值的非定常流场进行计算,使用得到的瞬时非定常气动力值插值得到组合/时差动导数;而阶跃响应法从定常计算开始,经过迎角阶跃、迎角变化率阶跃和俯仰角速度阶跃依次得到静导数、时差导数以及阻尼导数,是一种系统的方法。采用Finner、SACCON、HBS以及SDM等多个标模对这些新方法进行了验证分析。结果表明,组合/单独动导数计算值与试验或文献参考值吻合得很好,且这些新型方法均能够应用到横航向,实现多轴耦合的精细动导数计算分析。3)分析了传统的气动导数模型在小迎角和大迎角非定常气动力建模中的适用性,并对其进行了改进分析。基于静动导数计算方法得到的结果,建立了传统的气动导数模型,以NACA0015翼型为例,进行了该模型的小迎角和大迎角气动力建模适用性分析。结果显示原始模型在大迎角完全无法使用。对此,通过扩展高阶项并将气动导数表示为减速频率的多项式函数改进了原始模型,新的模型可以描述一定的非线性效应,对NACA0015大迎角非定常气动力的预测结果也较好。然而,由于该模型的建模出发点未发生改变,对于复杂模型的大迎角动态运动,尤其是运动和气动力严重耦合的情形,适用性依然很差。4)使用三角翼标模,对比分析了不同计算方法的静态大迎角计算精度,并在此基础上使用NACA0015翼型的动态运动对选择的高精度计算方法进行了对比验证。首先以70度尖前缘三角翼构型为研究对象,针对流场特点设计了空间网格分布,对比分析了包括无粘模型、层流模型、S-A一方程模型、k-?两方程模型、k-?SST两方程模型以及SAS自适应尺度模型等对大迎角流场的计算精度。结果显示,湍流模型的处理加强了涡系强度,大迎角下的气动力计算值较试验值偏大;无粘模型计算的涡系破裂过早;层流模型的结果较湍流模型好;SAS模型的计算结果和流场特性与试验值吻合最好,计算精度最高。接着使用NACA0015翼型的大迎角动态运动进一步验证分析了SAS模型,并与DES和SST模型结果进行了对比。结果表明,DES和SAS的计算值均与试验值吻合较好,且SAS模型在网格量较少的情形下能够获得更靠近试验值的结果。5)通过CFD方法详细分析了三角翼标模大迎角非定常动态气动特性的影响因素,并将其引入传统的状态空间模型,改进建立了新型的大迎角非定常气动力模型。基于高精度CFD方法,选择了基于流场内部物理特性的状态空间模型为研究对象,验证了其原始模型在大迎角动态气动力上的预测能力;针对该模型考虑的流场因素过少、适用性不强的问题,开展了影响大迎角非线性流场的特征因素分析和提取工作,将俯仰角速度、减缩频率和振幅三个量对三角翼大迎角动态运动的影响进行了深入的分析研究和评估,进一步将其引入原始模型并综合权衡,改进建立了新的基于流场物理特性的大迎角非定常气动力模型;以三角翼和F-18缩比模型对新旧模型的大迎角建模性能进行了对比验证分析,结果表明新模型具有更为广泛的应用范围和预测精度。
杨磊[6]（2018）在《空中发射分离过程的动力学问题研究》文中提出快速、机动、廉价、可靠的航天器发射技术是未来航天发射活动的发展趋势,空中发射技术正是满足这些特点的发射方式之一,它具有三方面的优势:（1）无需依赖大型的发射基地设施,载机利用普通机场实现起降,在战争条件下具有更强的生存能力;（2）载机相当于一级运载器,可重复利用,而且相比于一级火箭,飞机在20公里高度以下具有很高的气动效率,因此,大幅度降低了发射成本;（3）载机携带航天器可自由地“追逐”发射窗口,提高了发射的灵活性和机动性。然而,在空中发射过程中,飞机和外挂物的分离过程是最重要并且危险的环节,外挂物的轨迹和飞行姿态需要良好的控制,以确保空中发射的成功进行。在传统的空中分离过程模拟中,都不考虑载机在分离期间的机翼弹性运动,由于未来发射的重量越来越大,载机的机翼展弦比越来越大,在分离瞬间的载荷冲击下,载机的机翼弹性运动是一个不容忽视的因素,本文就是围绕这个过程中的动力学问题开展研究,其主要工作如下:1、发展了适用于考虑载机弹性变形运动的外挂物分离过程模拟的CFD/CSD/RBD（CFD:Computational Fluid Dynamics,CSD:Computational Structure Dynamics,RBD:Rigid Body Dynamics）多学科耦合计算方法。该方法基于课题组原有的流固耦合模拟平台,通过添加CFD/CSD/RBD耦合求解模块,实现了弹性体飞行器分离过程中飞行动力学的时域仿真功能,为后续研究提供了技术支持。2、使用CFD/CSD/RBD耦合计算方法,对考虑载机弹性变形的外挂物分离问题进行数值求解,研究载机弹性变形对外挂物动力学响应的影响。研究发现,在机翼动气动弹性变形的影响下,外挂物的刚体运动频率和气动力幅值均有显着的变化。在此基础上,本文研究了外挂物挂载点位置、载机机翼刚度、投放时刻的动压、外挂物翼载荷等参数的影响,并对外挂物动力学响应进行了定性分析。3、运用干扰气动力分解方法,揭示了外挂物干扰气动力各种影响的机理。依据干扰气动力形成因素的不同,将外挂物干扰气动力分解为不同组分,分别运用使用CFD方法、CFD/RBD耦合求解方法、CFD/CSD耦合求解方法及CFD/CSD/RBD耦合计算方法,分离出各组分的干扰气动力,并对各组分气动力相对大小、变化趋势、作用范围及作用机制进行分析,为建立外挂物干扰气动力模型提供理论支持。研究发现:（1）在相对距离较小时,载机弹性动态变形引起的外挂物干扰气动力峰值能占到其总气动力的一半左右,因此,载机机翼的弹性变形在外挂物投放的工程应用中是不可忽视的影响因素;（2）随着相对距离的增加,干扰气动力降低,因载机引起的外挂物干扰气动力的作用范围约为2倍载机平均气动弦长。4、将模糊逻辑方法应用于刚体飞行器非线性气动力建模中,将非定常气动力模型（Unsteady Aerodynamic Model,UAM）同飞行器刚体动力学方程（RBD）耦合,在时域内对UAM/RBD进行耦合求解。研究发现:模糊逻辑模型建模过程的人为干预较小,能够对非线性方程进行较好地建模,且相比于刚体飞行器气动力的线性叠加模型,模糊逻辑模型具有明显的优势,尤其是在处理偏航、滚转等横航向自由度动力学问题时更具兼容性。5、通过使用不同方法,对各组分的气动力分别建模,进而整合得到考虑弹性载机干扰的外挂物气动力模型。将该模型同载机结构动力学方程和外挂物刚体动力学方程耦合,针对弹性载机影响下的外挂物动力学问题,在时域内建立基于气动力模型的飞行器动力学仿真平台。经过验证,本文所发展的纵向UAM/CSD/RBD耦合方法及单一滚转自由度UAM/CSD/RBD耦合方法具有较高的计算精度,在工程研究方面具有一定的应用潜力。6、本文发展了多时间尺度的CFD/CSD/RBD耦合求解方法。该方法将基于CFD的弹性体飞行器非定常气动力降阶模型引入CFD/CSD/RBD耦合求解系统,采用多时间尺度的方法设置物理时间步长。使用CFD/RBD耦合求解的方法计算流场及刚体动力学响应,其时间步长根据刚体模态频率选取;使用UAM/CSD的方法计算弹性变形,冻结流场信息及刚体飞行器的位移和姿态角,时间步长依据弹性体最高阶模态频率选取。经过验证,该方法具有较高的计算精度,同时,相比于直接CFD/CSD/RBD耦合求解方法,计算周期可以降低一个量级。
史永慧[7]（2018）在《栅格式鸭舵分析及在弹道修正迫弹中的应用》文中研究表明随着各项军事高新技术的发展,原有的无控弹药已无法满足现代战场的军事需求。各种原理的精确制导弹药应运而生,制导精度亦日益提高,但由于昂贵的价格使得难以大量装备使用。相对精确制导弹药,简易弹道修正弹药具有成本低,可大量装备的特点,而用引信完成简易弹道修正功能还具有最大化利用战斗部空间、提高弹药整体威力,以及改进、提高大量库存无控弹药打击精度的优点。引信弹道修正技术已愈加受到国内外相关武器装备研制部门的高度重视,随着对射击精度要求的日益提高,如何进一步提升弹道修正弹药的修正能力成为了研究热点。本文以弹道修正引信为研究背景,提出新型具有固定偏角的栅格式鸭舵气动修正舵面,可实现单通道控制二维弹道修正,同时,相较于平板式鸭舵有更好的修正能力。以安装栅格式鸭舵120mm末段修正轻型迫击炮弹为平台,比较了栅格式鸭舵修正迫弹和平板式鸭舵修正迫弹的气动特性,研究了栅格式鸭舵的固定舵偏角、展向舵片对修正迫弹气动特性的影响,给出了最优舵片偏角和展向舵片数目;结合计算流体力学数值仿真和质点弹道仿真,分析栅格壁厚和剖面形状对栅格式鸭舵减阻的影响以及各型栅格式鸭舵修正迫弹的射程变化,结果表明,加工工艺达到的情况下,越薄的栅格壁厚阻力越小,同时菱形是较为合适的栅格壁剖面形状;最后,对不同滚转姿态下栅格式鸭舵修正迫弹的气动特性进行仿真,得到不同滚转姿态的阻力特性,升力特性和偏航力矩特性,完成升力系数和偏航力矩系数随滚转角变化的函数拟合。基于各项仿真结果,本文对栅格式鸭舵的两个关键结构参数进行了分析研究,同时对栅格式鸭舵进行了减阻优化,并给出了不同滚转姿态下栅格式鸭舵修正迫弹的气动系数拟合公式,为后续的弹道控制提供了支撑,为之后的实验奠定了基础。
单喜清[8]（2017）在《远程空空导弹建模和自动驾驶仪设计方法研究》文中研究指明现代空战中,战斗机的作战效能日益依赖于预警机的搜索、监视和指挥引导功能。此外,随着预警机侦测距离的增加,对其实施打击日渐困难。远程空空导弹作为对抗远程预警机的一种有效手段越来越受到各军事研究机构的重视。为了评估远程空空导弹的作战效能,开展其气动建模、弹道仿真和自动驾驶仪设计等内容的研究具有重要意义。远程空空导弹作战过程具有飞行包线范围较大、弹道参数变化剧烈、气动参数强不确定性等特点,针对上述问题,建立精确的远程空空导弹动力学和气动模型,设计具有较高控制精度和较强鲁棒性的过载自动驾驶仪成为空空导弹面临的关键问题。本论文以远程空空导弹为背景,开展动力学和气动建模、三自由度弹道仿真以及先进的过载自动驾驶仪设计等工作,具体研究工作如下:1、以远程空空导弹为研究背景,定义坐标系,给出坐标系转换关系,推导空空导弹数学模型,包括质心运动模型和绕质心运动模型,目标运动模型,导弹与目标之间的相对运动模型,为后续弹道仿真和自动驾驶仪设计提供模型基础;2、基于工程估算法建立远程空空导弹气动计算模型,给出多种状态下的远程空空导弹气动力与力矩系数、质量参数、压力中心等参数;开展三自由度弹道仿真研究,为后续自动驾驶仪的特征点选择提供弹道基础。3、开展远程空空导弹过载自动驾驶仪设计研究,设计两种自动驾驶仪:1)基于极点配置的两回路PI校正自动驾驶仪,给出了远程空空导弹三通道动力学解耦线性化的方法,基于极点配置的PI校正设计流程和原理,结合选定弹道特征点给出过载自动驾驶仪设计结果,并开展仿真研究;2)基于?综合的鲁棒自动驾驶仪,应用鲁棒控制原理,设计控制器结构,进行了鲁棒稳定性分析,利用μ综合方法设计鲁棒自动驾驶仪。仿真分析结果表明了所设计的两种自动驾驶仪有效性,满足设计指标要求。
尹晶章[9]（2017）在《基于DATCOM的制导弹箭气动力估算与分析》文中研究指明本课题以工程算法为依据,在系统地总结和分析了弹箭气动特性工程计算方法方面的理论基础上,编写了制导弹箭气动力快速计算软件。在初期弹箭外形设计阶段,本软件可以为弹箭的气动布局设计提供可靠参考。首先,本文总结了气动力工程算法的基础理论,包括部件组合法、线化理论、细长体理论、气动干扰（弹翼—弹身干扰、弹翼-尾翼干扰）等。系统地分析了气动力工程算法,包括俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数、压心系数、俯仰动导数、滚转动导数等。还对某些常规弹型的气动特性计算方法进行总结。例如,针对超音速阶段的轴对称弹体,运用惠特科姆"面积律"计算波阻。简要介绍了高马赫数气动工程计算方法,包括牛顿流理论等。然后,运用C#语言,在.NET Framework平台上编制了制导弹箭气动力计算软件。该软件使用简便、界面友好,能够快速得到主要气动参数。本文分析了软件的设计原则、设计总体方案、界面布局、模块的功能以及详细介绍了相关参数。最后,通过对单独弹体、尾翼弹、弹翼-弹身-尾翼组合体以及某型迫击炮弹的气动特性计算,将计算结果与文献中风洞实验参数比较分析,误差均在工程设计精度范围内。由此可见,本文软件在弹箭外形设计初期具有一定的适用性,可以满足初期弹箭气动外形设计精度要求。
谭朝明[10]（2016）在《旋转弹马格努斯效应数值模拟研究》文中认为通过高速旋转的陀螺效应可以使静不稳定的炮弹具有动稳定性,通过低速旋转可以简化战术导弹和反坦克导弹的控制系统。当飞行武器采取旋转飞行后会产生新的不对称气动力和力矩,当这种附加的气动力和力矩的值超过某一限度时,将会发生马格努斯不稳定、耦合共振、自转闭锁、灾难偏航等现象,可能导致飞行失败。因此,深入研究马格努斯效应对旋转战术武器的设计至关重要。首先对二维圆柱绕流问题进行了数值模拟计算,得到了不同雷诺数下静态圆柱绕流气动载荷特性、边界层转捩的变化规律和圆柱尾迹近壁区域的流动特征。其次采用数值模拟方法对二维旋转圆柱绕流问题进行了研究,给出了不同雷诺数范围时旋转圆柱绕流马格努斯力和阻力系数随转速的变化规律,结合流动结构揭示了转捩和转速对旋转圆柱绕流气动特性的影响。之后对旋转弹丸绕流场进行了数值模拟计算,给出了马格努斯力及力矩随马赫数、船尾角η及船尾长度Lt/D时的变化规律。结合流动特性揭示了旋转弹丸马格努斯效应的机理以及船尾及马赫数对旋转弹丸马格努斯效应机理的影响。最后对卷弧尾翼及转折尾翼-弹身组合体侧向特性进行了深入的研究,给出了不同尾翼外形下旋转弹气动力及力矩系数随马赫数和攻角的变化曲线。将飞行器的旋转运动分成静态与旋转状态两个部分,结合流动特性深入地分析了旋转对卷弧尾翼弹和转折尾翼-弹身外形气动特性的影响,并在静态和旋转状态下与相同投影面积的平直尾翼-弹身外形进行了对比。在静态和旋转状态下分析了张开角和转折角对卷弧尾翼弹和转折尾翼弹侧向特性的影响机理。
二、任意截面弹体的翼身干扰系数估算方法研究（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、任意截面弹体的翼身干扰系数估算方法研究（论文提纲范文）
（1）某小型机载制导弹药弹道优化设计及发射过程研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 课题研究背景及意义 |
| 1.2 机载防御系统研究现状 |
| 1.2.1 机载干扰措施 |
| 1.2.2 机载主动防御措施 |
| 1.3 小型机载制导弹药发射过程研究现状 |
| 1.3.1 制导弹药发射方式研究现状 |
| 1.3.2 燃气式被动垂直弹射方式研究现状 |
| 1.3.3 机载武器发射初始过程研究现状 |
| 1.4 小型机载制导弹药优化设计研究现状 |
| 1.4.1 内弹道优化设计研究 |
| 1.4.2 气动外形优化设计研究 |
| 1.5 本文主要工作 |
| 2 某小型机载制导弹药气动外形设计研究 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 小型机载制导弹药气动外形设计 |
| 2.2.1 小型机载制导弹药气动外形设计要求 |
| 2.2.2 小型机载制导弹药气动外形设计任务及步骤 |
| 2.3 小型机载制导弹药气动布局方案选择 |
| 2.3.1 气动布局的选择 |
| 2.3.2 翼面/舵面在弹身周侧的布置形式 |
| 2.4 小型机载制导弹药主要参数及几何外形参数设计 |
| 2.4.1 弹体形状的选择 |
| 2.4.2 弹头形状的选择 |
| 2.4.3 弹翼/舵面形状设计 |
| 2.4.4 总体设计结果 |
| 2.5 小型机载制导弹药气动力工程计算方法 |
| 2.5.1 坐标系介绍 |
| 2.5.2 升力计算 |
| 2.5.3 阻力计算 |
| 2.5.4 压心位置计算 |
| 2.5.5 俯仰/偏航力矩计算 |
| 2.6 小型机载制导弹药气动力CFD计算方法 |
| 2.6.1 湍流模型选择 |
| 2.6.2 数值方法 |
| 2.6.3 初始条件与边界条件 |
| 2.6.4 网格划分 |
| 2.7 小型机载制导弹药气动力计算结果 |
| 2.7.1 数值方法及工程计算结果验证 |
| 2.7.2 初始设计方案计算结果 |
| 2.7.3 弹翼对气动性能的影响 |
| 2.7.4 舵面尺寸对气动性能的影响 |
| 2.8 本章小结 |
| 3 某小型机载制导弹药发射系统内弹道设计研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 小型机载制导弹药高低压发射物理过程 |
| 3.2.1 小型机载制导弹药高低压发射系统基本结构 |
| 3.2.2 小型机载制导弹药高低压发射过程描述 |
| 3.2.3 小型机载制导弹药高低压发射系统内弹道特点 |
| 3.3 小型机载制导弹药高低压发射过程经典内弹道数学模型建立 |
| 3.3.1 基本假设 |
| 3.3.2 基本方程组 |
| 3.4 小型机载制导弹药高低压发射过程经典内弹道模型数值解法 |
| 3.5 高低压发射系统计算模型验证 |
| 3.6 小型机载制导弹药高低压发射系统内弹道设计 |
| 3.6.1 低压室内弹道设计 |
| 3.6.2 高压室内弹道设计 |
| 3.6.3 高低压室结构参数及装填初步设计结果 |
| 3.7 小型机载制导弹药高低压发射过程数值模拟结果与分析 |
| 3.7.1 初步设计结果模拟仿真计算 |
| 3.7.2 装填条件对内弹道性能的影响 |
| 3.7.3 发射系统结构对内弹道性能的影响 |
| 3.8 本章小结 |
| 4 新型智能优化算法研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 人工晶体生长优化算法提出与介绍 |
| 4.2.1 算法基本思想 |
| 4.2.2 人工晶体生长算法模型建立 |
| 4.2.3 人工晶体生长算法流程 |
| 4.2.4 人工晶体生长算法有效收敛性分析 |
| 4.3 人工晶体生长优化算法中各参数对算法性能的影响分析 |
| 4.3.1 晶体规模的大小 |
| 4.3.2 人工晶体各部分比例选择的影响分析 |
| 4.4 人工晶体生长法计算效果对比 |
| 4.4.1 标准测试函数介绍 |
| 4.4.2 人工晶体生长法与经典算法对比 |
| 4.4.3 人工晶体生长法与几种改进的PSO算法对比 |
| 4.5 一种基于子母弹特点的改进粒子群优化算法 |
| 4.5.1 粒子群算法简介 |
| 4.5.2 基于子母弹原理的改进方法 |
| 4.5.3 改进的粒子群算法计算效果分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 5.某小型机载制导弹药弹道优化设计研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 高低压发射系统内弹道优化设计 |
| 5.2.1 内弹道过程要求及特点 |
| 5.2.2 优化设计要素 |
| 5.2.3 优化设计模型 |
| 5.2.4 优化设计结果及分析 |
| 5.3 小型机载制导弹药气动外型多目标优化设计 |
| 5.3.1 基于人工晶体生长算法的多目标优化算法 |
| 5.3.2 优化设计要素 |
| 5.3.3 优化设计模型 |
| 5.3.4 优化设计结果及分析 |
| 5.4 小型机载制导弹药拦截飞行建模与仿真 |
| 5.4.1 载机—来袭目标—拦截弹运动模型 |
| 5.4.2 制导控制一体化设计 |
| 5.4.3 拦截计算模拟结果 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 某小型机载制导弹药发射分离过程数值模拟研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 小型机载制导弹药与载机分离过程数值计算模型 |
| 6.2.1 小型机载制导弹药发射过程描述 |
| 6.2.2 小型机载制导弹药初始运动模型 |
| 6.2.3 高低压发射装置膛口流场计算模型 |
| 6.3 小型机载制导弹药发射初始阶段膛口流场模型数值解法 |
| 6.3.1 流场计算区域网格划分 |
| 6.3.2 数值解法、初始条件与边界条件 |
| 6.4 小型机载制导弹药发射初始阶段数值模拟结果 |
| 6.4.1 不同来流速度下的影响 |
| 6.4.2 不同弹射初速的影响 |
| 6.5 本章小结 |
| 7 工作总结与展望 |
| 7.1 论文主要内容 |
| 7.2 主要创新点 |
| 7.3 研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
（2）参数化高超声速巡航飞行器组合布局设计与气动优化分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 符号表 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.1.1 临近空间高超声速飞行器 |
| 1.1.2 高超声速飞行器的布局形式 |
| 1.1.3 高超声速飞行器的气动特性 |
| 1.1.4 高超声速飞行器的稳定性 |
| 1.2 国内外高超声速项目研究现状 |
| 1.2.1 Hyper-X项目 |
| 1.2.2 HyTech项目 |
| 1.2.3 HyFly项目 |
| 1.2.4 Falcon计划 |
| 1.2.5 HSSW项目 |
| 1.2.6 HIFi RE项目 |
| 1.2.7 HEXAFLY-INT计划 |
| 1.2.8 SR-72 |
| 1.2.9 Saenger空天飞机计划 |
| 1.2.10 波音高超声速飞行器 |
| 1.2.11 国外其他高超声速计划 |
| 1.2.12 国内研究进展 |
| 1.3 乘波体设计方法概况 |
| 1.4 高超声速飞行器设计方法概况 |
| 1.4.1 气动布局设计与分析 |
| 1.4.2 高超声速飞行器气动优化研究进展 |
| 1.4.3 高超声速飞行器参数化研究概况 |
| 1.4.4 代理模型在高超声速飞行器的应用现状 |
| 1.5 本文的主要研究内容 |
| 第二章 计算方法与验证 |
| 2.1 高超声速估算方法 |
| 2.1.1 激波膨胀波关系式 |
| 2.1.2 牛顿流模型 |
| 2.1.3 修正的牛顿公式 |
| 2.1.4 切劈切锥法 |
| 2.1.5 统一范戴克法 |
| 2.2 面元法 |
| 2.3 HSDT计算方法(摄动理论) |
| 2.4 RANS方法 |
| 2.4.1 流动控制方程 |
| 2.4.2 湍流模型 |
| 2.5 FFD自由变形技术 |
| 2.6 高超声速算例验证 |
| 2.6.1 小扰动理论验证 |
| 2.6.2 乘波体验证 |
| 2.6.3 基于FFD的翼型优化 |
| 2.6.4 空天飞机数值验证 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 锥型流场与乘波构型设计 |
| 3.1 锥型流场 |
| 3.2 传统乘波体设计方法 |
| 3.2.1 流线追踪方法 |
| 3.2.2 锥导乘波体设计 |
| 3.2.3 吻切锥乘波体设计 |
| 3.2.4 圆锥流场的近似解与数值解 |
| 3.3 设计参数对乘波体构型的影响 |
| 3.3.1 马赫数的影响 |
| 3.3.2 圆锥半顶角的影响 |
| 3.3.3 端点切角Ω的影响 |
| 3.3.4 R_0的影响 |
| 3.3.5 扩张角Φ的影响 |
| 3.3.6 设计长度的影响 |
| 3.3.7 不同参数对升阻比的影响 |
| 3.4 几何近似乘波体设计 |
| 3.5 基于前体的非均匀流乘波体设计方法 |
| 3.6 本章小结 |
| 第四章 可变参数新型乘波体设计方法 |
| 4.1 VOCW乘波体设计 |
| 4.1.1 VOCW乘波体设计原理与方法 |
| 4.1.2 VOCW乘波体构型设计 |
| 4.1.3 VOCW乘波体数值分析 |
| 4.2 变激波角乘波体设计 |
| 4.2.1 变激波角乘波体设计方法 |
| 4.2.2 变激波角乘波体构型设计 |
| 4.2.3 变激波角乘波体数值分析 |
| 4.3 多级压缩乘波体设计 |
| 4.3.1 锥导乘波体二级压缩 |
| 4.3.2 锥导乘波体三级压缩 |
| 4.3.3 吻切锥乘波体二级/三级压缩 |
| 4.4 摩擦阻力影响机理研究 |
| 4.4.1 攻角对摩擦阻力的影响研究 |
| 4.4.2 马赫数对摩擦阻力的影响研究 |
| 4.4.3 壁温对摩擦阻力的影响 |
| 4.4.4 雷诺数对摩擦阻力的影响 |
| 4.5 本章小结 |
| 第五章 高超声速飞行器组合布局设计 |
| 5.1 组合布局设计的必要性 |
| 5.2 前后接续组合的设计思路 |
| 5.3 组合布局高超声速飞行器参数敏感性分析 |
| 5.3.1 组合乘波体与传统乘波体对比 |
| 5.3.2 前体宽度对飞行器气动性能的影响 |
| 5.3.3 后掠角对飞行器气动性能的影响 |
| 5.3.4 激波压缩角对飞行器气动性能的影响 |
| 5.3.5 中心体构型对组合布局飞行器的影响 |
| 5.4 组合布局飞行器横航向稳定性分析 |
| 5.4.1 稳定性判定准则 |
| 5.4.2 马赫数对HCV飞行器气动性能的影响 |
| 5.4.3 偏航角对HCV飞行器气动性能和稳定性的影响 |
| 5.4.4 攻角对HCV飞行器稳定性的影响 |
| 5.4.5 马赫数对HCV飞行器稳定性的影响 |
| 5.5 基于HSDT的组合布局设计 |
| 5.5.1 前体布局和气动参数分析 |
| 5.5.2 机翼布局和气动参数分析 |
| 5.5.3 中心体设计与气动参数 |
| 5.5.4 组合布局方法验证 |
| 5.6 基于流线追踪的组合布局设计 |
| 5.6.1 前体设计 |
| 5.6.2 中心体设计 |
| 5.6.3 机翼设计 |
| 5.6.4 组合布局设计方法验证 |
| 5.7 本章小结 |
| 第六章 高超声速飞行器优化设计 |
| 6.1 摩阻系数关系式 |
| 6.2 基于HSDT的乘波体优化分析 |
| 6.3 基于FFD的乘波体优化分析 |
| 6.3.1 下表面无粘优化分析 |
| 6.3.2 下表面粘性优化分析 |
| 6.3.3 上下表面无粘优化分析 |
| 6.3.4 上下表面粘性优化分析 |
| 6.4 基于HSDT的高超声速飞行器优化分析 |
| 6.5 基于FFD的高超声速飞行器优化分析 |
| 6.5.1 基本模型气动力分析 |
| 6.5.2 典型优化结果的全工况分析 |
| 6.5.3 典型优化结果的横航向稳定性分析 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 结论与展望 |
| 7.1 论文的主要研究工作 |
| 7.2 论文的主要创新点 |
| 7.3 未来研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（3）高超声速飞行器气动变形方案设计与外形优化方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与意义 |
| 1.2 变形飞行器研究现状 |
| 1.2.1 变形飞行器早期研究及分类 |
| 1.2.2 国外变形飞行器相关研究进展 |
| 1.2.3 国内变形飞行器相关研究进展 |
| 1.3 变形飞行器研究关键技术问题 |
| 1.3.1 总体设计 |
| 1.3.2 气动外形设计及优化 |
| 1.3.3 动力学建模及控制方法 |
| 1.4 变形技术及高超声速飞行的交叉应用前景 |
| 1.5 论文的主要研究内容 |
| 第二章 高超声速飞行器变形需求分析 |
| 2.1 高超声速飞行器典型弹道特性 |
| 2.2 变形技术在高超声速环境下的应用需求 |
| 2.2.1 锥导乘波体生成方法 |
| 2.2.2 可变外形乘波体设计方法及验证 |
| 2.3 变形飞行器基准外形分析 |
| 2.3.1 组合体基准外形 |
| 2.3.2 融合体基准外形 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 气动特性分析及流场仿真数值方法 |
| 3.1 流场模型 |
| 3.2 流体动力学控制方程 |
| 3.2.1 基于Euler方程的无粘数值模拟 |
| 3.2.2 基于N-S方程的有粘数值模拟 |
| 3.3 网格划分及数值求解流程 |
| 3.3.1 边界条件 |
| 3.3.2 网格划分 |
| 3.3.3 湍流模型及粘性修正方法 |
| 3.3.4 计算方法 |
| 3.4 算例分析及精度验证 |
| 3.4.1 高超声速带翼细长体飞行器对比分析 |
| 3.4.2 组合体外形精度验证 |
| 3.4.3 融合体外形精度验证 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 考虑约束的代理模型优化方法研究 |
| 4.1 基于分解的多目标优化算法 |
| 4.1.1 基本概念 |
| 4.1.2 MOEA/D算法构造 |
| 4.1.3 算法复杂度分析 |
| 4.2 Kriging代理模型的构建 |
| 4.2.1 Kriging的概念 |
| 4.2.2 回归模型及相关函数 |
| 4.2.3 代理模型精度判定 |
| 4.3 考虑约束的代理模型优化方法 |
| 4.3.1 Kriging代理模型的加点优化方法 |
| 4.3.2 基于MOEA/D的考虑约束的代理模型优化方法 |
| 4.3.3 算例分析 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 组合体变形方案设计与评估 |
| 5.1 小展弦比机翼气动特性分析 |
| 5.1.1 展弦比对气动特性的影响 |
| 5.1.2 后掠角变化对气动特性的影响 |
| 5.2 气动热载荷特性分析 |
| 5.3 不同变形模式的方案设计 |
| 5.3.1 伸缩变形模式变形方案设计 |
| 5.3.2 变后掠变形模式变形方案设计 |
| 5.3.3 折叠变形模式变形方案设计 |
| 5.4 组合体变形飞行器性能评估 |
| 5.4.1 气动特性分析 |
| 5.4.2 操稳特性分析 |
| 5.5 结合变形特性的弹道优化问题 |
| 5.5.1 弹道及翼前缘热流计算模型 |
| 5.5.2 针对变形飞行器的弹道多目标优化问题 |
| 5.5.3 优化结果分析 |
| 5.6 小结 |
| 第六章 融合体基准外形设计与优化 |
| 6.1 面向工程的融合体参数化模型 |
| 6.1.1 基准外形的建模方法及总体参数的确定 |
| 6.1.2 融合体表面曲线的多项式插值逼近 |
| 6.1.3 考虑载荷尺寸约束的迭代判定 |
| 6.2 气动特性快速分析平台 |
| 6.3 考虑载荷尺寸约束的基准融合体气动外形优化 |
| 6.3.1 优化问题 |
| 6.3.2 优化目标及设计变量 |
| 6.3.3 优化流程 |
| 6.4 优化结果分析 |
| 6.4.1 气动代理模型参数确定及精度分析 |
| 6.4.2 考虑载荷尺寸约束优化结果分析 |
| 6.4.3 与考虑容积率优化问题的结果对比 |
| 6.5 小结 |
| 第七章 融合体变形飞行器外形设计及优化 |
| 7.1 融合体变形方案设计 |
| 7.1.1 飞行任务及弹道特性简析 |
| 7.1.2 下表面变形融合体参数化模型 |
| 7.1.3 典型设计工况 |
| 7.2 融合体变形飞行器优化设计结果分析 |
| 7.2.1 基于最大升阻比的下表面优化设计分析 |
| 7.2.2 基于俯仰力矩最大的下表面优化设计分析 |
| 7.3 面向高超声速融合体变形飞行器的气动外形优化设计框架 |
| 7.4 小结 |
| 第八章 结论与展望 |
| 8.1 论文主要工作 |
| 8.2 论文创新点 |
| 8.3 进一步研究建议 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 作者在学期间取得的学术成果 |
（4）超声速下尾翼式旋转弹箭面外力和面外力矩数值研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究的背景和意义 |
| 1.2 课题研究的理论基础、研究现状和发展动态 |
| 1.2.1 尾翼式旋转弹箭相关气动问题的理论基础 |
| 1.2.2 旋转弹箭绕流相关问题的研究现状 |
| 1.2.3 旋转弹箭气动特性研究的发展动态 |
| 1.3 本文的研究内容及结构安排 |
| 第2章 数值计算方法与非线性气动模型 |
| 2.1 数值模拟方法 |
| 2.1.1 流体控制方程 |
| 2.1.2 动网格法及旋转参考系法 |
| 2.1.3 Spalart-Allmaras模型 |
| 2.1.4 双时间推进法 |
| 2.1.5 谐波平衡法 |
| 2.2 尾翼式旋转弹箭非线性气动模型 |
| 2.2.1 坐标系的定义 |
| 2.2.2 非线性气动模型 |
| 2.3 本章小结 |
| 第3章 平直尾翼旋转弹箭的时均面外力和面外力矩生成机理 |
| 3.1 弹箭外形参数 |
| 3.2 瞬态面外力和面外力矩分析方法 |
| 3.3 模拟方法与数值计算的验证 |
| 3.4 面外力和面外力矩系数特性 |
| 3.4.1 较大攻角不同马赫数下的面外力和面外力矩系数 |
| 3.4.2 较低马赫数下滚转速率对面外力和面外力矩系数的影响 |
| 3.4.3 攻角对面外力和面外力矩系数的影响 |
| 3.4.4 面外力和面外力矩系数特性规律与机理 |
| 3.5 流动机理分析 |
| 3.5.1 2.50马赫下时均面外力和面外力矩的生成机理 |
| 3.5.2 1.25马赫下时均面外力和面外力矩的生成机理 |
| 3.5.3 1.75马赫下时均面外力和面外力矩的生成机理 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 平直尾翼弹箭的锥动滚转气动耦合效应 |
| 4.1 锥动滚转气动耦合效应研究方法 |
| 4.2 计算条件与数值方法的验证 |
| 4.3 面外力和面外力矩系数特性 |
| 4.3.1 较大攻角不同马赫数下的面外力和面外力矩系数 |
| 4.3.2 较低马赫数下滚转速率与锥动速率对气动耦合效应的影响 |
| 4.3.3 较低马赫数下全攻角对气动耦合效应的影响 |
| 4.4 气动耦合效应流动机理 |
| 4.5 本章小结 |
| 第5章 卷弧形尾翼旋转弹箭的面外力和面外力矩特性 |
| 5.1 卷弧形尾翼弹箭外形特点及研究原理 |
| 5.2 计算条件与弹箭外形参数 |
| 5.3 网格参数与数值计算的验证 |
| 5.4 气动系数特性 |
| 5.5 静态面外力矩流动机理 |
| 5.6 滚转速率诱导的面外力和面外力矩生成机理 |
| 5.7 本章小结 |
| 第6章 基于谐波平衡法的平直尾翼旋转弹箭绕流数值模拟 |
| 6.1 模拟方法与计算网格 |
| 6.2 数值方法的验证 |
| 6.3 双时间推进法和谐波平衡法结果的对比与分析 |
| 6.3.1 气动系数 |
| 6.3.2 流场结构 |
| 6.3.3 计算效率 |
| 6.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
| 作者简介 |
（5）基于CFD的动导数计算及非线性气动力建模技术（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 动稳定性导数研究现状 |
| 1.2.1 概述 |
| 1.2.2 动稳定导数的试验 |
| 1.2.3 动稳定导数的计算 |
| 1.3 非定常气动力建模研究现状 |
| 1.3.1 建模方法发展历程 |
| 1.3.2 非定常气动力试验技术 |
| 1.3.3 非定常气动力数值计算 |
| 1.4 面临的问题 |
| 1.4.1 动导数求解方面 |
| 1.4.2 非定常气动力建模方面 |
| 1.5 本文的主要工作 |
| 第2章 气动力数值模拟中的理论和技术 |
| 2.1 计算网格生成技术 |
| 2.1.1 概述 |
| 2.1.2 网格分类 |
| 2.1.3 动态网格技术 |
| 2.2 气动分析方法 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 离散格式 |
| 2.2.3 湍流模型 |
| 2.3 本章小结 |
| 第3章 复杂工况下的动稳定性导数数值模拟 |
| 3.1 常规的动导数计算方法 |
| 3.1.1 概述 |
| 3.1.2 小幅度强迫谐和振荡方法 |
| 3.1.3 算例验证 |
| 3.2 地面效应及水面效应影响下的动导数计算分析 |
| 3.2.1 计算模型、网格以及边界条件 |
| 3.2.2 VOF模型 |
| 3.2.3 计算状态以及结果分析 |
| 3.3 尾流影响下的动态稳定特性计算分析 |
| 3.3.1 尾流的分类 |
| 3.3.2 翼梢涡流对于后机的纵向动态稳定特性影响计算分析 |
| 3.3.3 发动机尾喷流对于后机的纵向动态稳定特性影响计算分析 |
| 3.3.4 螺旋桨滑流对于后机的纵向动态稳定特性影响计算分析 |
| 3.4 两机编队飞行时的动态气动力特性计算分析 |
| 3.5 进排气效应对于动稳定特性的影响 |
| 3.6 本章小结 |
| 第4章 新型动导数数值模拟方法 |
| 4.1 常规动导数计算方法的不足之处 |
| 4.1.1 缺陷 |
| 4.1.2 改进思路 |
| 4.2 谐和振荡提升效率的方法 |
| 4.2.1 谐波平衡法 |
| 4.2.2 时间谱方法 |
| 4.3 升沉/平移振荡法求解单独动导数 |
| 4.3.1 升沉/平移振荡法 |
| 4.3.2 算例验证 |
| 4.4 旋转流场法求解单独动导数 |
| 4.4.1 旋转流场法 |
| 4.4.2 算例验证 |
| 4.5 差分法求解单独动导数 |
| 4.5.1 差分法 |
| 4.5.2 算例验证 |
| 4.6 阶跃响应法求解单独动导数 |
| 4.6.1 阶跃响应法 |
| 4.6.2 算例验证 |
| 4.7 单独动导数求解方法对比 |
| 4.8 本章小结 |
| 第5章 基于气动导数的非定常气动力模型及其应用 |
| 5.1 概述 |
| 5.2 经典气动导数模型的应用 |
| 5.2.1 小迎角下的气动导数模型应用 |
| 5.2.2 大迎角下的气动导数模型应用 |
| 5.3 气动导数模型的改进 |
| 5.3.1 改进1:考虑高阶项的非线性模型 |
| 5.3.2 改进2:考虑气动导数变化的高阶非线性模型 |
| 5.4 气动导数模型的局限 |
| 5.5 本章小结 |
| 第6章 基于高精度CFD方法的大迎角非定常气动力建模 |
| 6.1 大迎角非定常气动力建模方法 |
| 6.1.1 传统的数学模型 |
| 6.1.2 智能算法模型 |
| 6.1.3 本文选择的建模方式 |
| 6.2 大迎角下的高精度CFD方法计算验证 |
| 6.2.1 大迎角静态气动特性计算验证 |
| 6.2.2 大迎角非定常运动计算 |
| 6.3 基于原始模型的大迎角非定常气动力建模 |
| 6.3.1 原始状态空间模型 |
| 6.3.2 输出方程 |
| 6.3.3 参数辨识 |
| 6.3.4 建模结果 |
| 6.4 影响大迎角非定常气动力的因素分析、提取与模型的改进 |
| 6.4.1 俯仰角速度的影响 |
| 6.4.2 减缩频率的影响 |
| 6.4.3 振幅的影响 |
| 6.5 改进的新模型验证分析 |
| 6.5.1 与原始模型的对比 |
| 6.5.2 不同减缩频率下的非定常气动建模能力 |
| 6.5.3 不同振幅下的非定常气动力建模能力 |
| 6.5.4 不同减缩频率、振幅下的非定常气动力建模能力 |
| 6.6 F-18 缩比模型的验证分析 |
| 6.7 新模型存在的问题 |
| 6.8 本章小结 |
| 第7章 总结与展望 |
| 7.1 本文工作总结 |
| 7.2 创新点 |
| 7.3 研究展望 |
| 参考文献 |
| 攻读博士期间发表的论文 |
| 致谢 |
（6）空中发射分离过程的动力学问题研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 研究现状 |
| 1.2.1 空中发射的相关基础问题 |
| 1.2.2 空中发射的工程应用 |
| 1.3 空中发射动力学研究存在的不足 |
| 1.4 本文主要研究内容 |
| 第二章 基于CFD的弹性体飞行器动力学数值计算方法 |
| 2.1 坐标系及坐标变换 |
| 2.1.1 拉格朗日方法与欧拉方法 |
| 2.1.2 RBD常用坐标系 |
| 2.1.3 CFD常用坐标系 |
| 2.2 基于CFD的数值计算方法 |
| 2.2.1 控制方程 |
| 2.2.2 时间推进方法 |
| 2.2.3 边界条件 |
| 2.2.4 S-A湍流模型 |
| 2.2.5 ONREA M6 机翼定常流场计算 |
| 2.2.6 DLR F6 翼身组合体定常流场计算 |
| 2.2.7 侧向喷流干扰流场的数值模拟 |
| 2.3 动态网格方法 |
| 2.3.1 位移插值方法 |
| 2.3.2 嵌套网格方法 |
| 2.3.3 几何守恒律 |
| 2.4 基于CFD的飞行器六自由度仿真 |
| 2.4.1 控制方程 |
| 2.4.2 时间推进方法 |
| 2.4.3 求解流程 |
| 2.4.4 验证算例 |
| 2.5 基于CFD的结构动力学计算方法 |
| 2.5.1 控制方程 |
| 2.5.2 时间推进方法 |
| 2.5.3 求解流程 |
| 2.5.4 验证算例 |
| 2.6 CFD/CSD/RBD耦合计算方法 |
| 2.6.1 耦合求解策略 |
| 2.6.2 算例 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 广义气动力建模方法 |
| 3.1 广义气动力建模方法 |
| 3.1.1 代数模型 |
| 3.1.2 积分模型 |
| 3.1.3 状态空间模型 |
| 3.1.4 黑箱模型 |
| 3.2 基于ARX模型的弹性体飞行器气动力建模 |
| 3.2.1 建模方法 |
| 3.2.2 算例验证 |
| 3.3 刚体飞行器线性气动力建模方法 |
| 3.3.1 建模方法 |
| 3.3.2 算例验证 |
| 3.4 基于模糊逻辑原理的非线性气动力建模方法 |
| 3.4.1 输出函数 |
| 3.4.2 内部函数 |
| 3.4.3 隶属函数 |
| 3.4.4 模型辨识 |
| 3.4.5 算例验证 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 外挂物干扰气动力的影响因素分析 |
| 4.1 考虑载机弹性变形的外挂物动力学响应问题 |
| 4.1.1 计算模型及计算状态 |
| 4.1.2 网格收敛性验证 |
| 4.1.3 干扰气动力分析 |
| 4.2 挂载位置对干扰气动力的影响 |
| 4.3 载机机翼刚度对干扰气动力的影响 |
| 4.4 外挂物翼载荷对干扰气动力的影响 |
| 4.5 动压对干扰气动力的影响 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 外挂物干扰气动力的分解及作用机制 |
| 5.1 研究思路及方法 |
| 5.2 因刚体载机引起的干扰气动力 |
| 5.2.1 计算状态 |
| 5.2.2 计算网格 |
| 5.2.3 气动力分析 |
| 5.3 因弹性体载机静气动弹性变形引起的干扰气动力 |
| 5.3.1 计算状态 |
| 5.3.2 模态振型 |
| 5.3.3 气动力分析 |
| 5.4 因弹性体载机动气动弹性响应引起的干扰气动力 |
| 5.4.1 计算状态 |
| 5.4.2 气动力分析 |
| 5.5 气动力组分的定量分析 |
| 5.6 本章小结 |
| 第六章 考虑弹性载机的外挂物纵向动力学建模与仿真 |
| 6.1 考虑弹性载机干扰的外挂物俯仰单自由度动力学建模与仿真 |
| 6.1.1 动力学模型的建立 |
| 6.1.2 基于线化气动力模型的动力学方程 |
| 6.1.3 基于非线性气动力模型的动力学方程组 |
| 6.1.4 算例模型及状态 |
| 6.1.5 气动力模型的辨识与验证 |
| 6.1.6 时域动力学仿真 |
| 6.1.7 建模过程中的时间效率 |
| 6.2 耦合弹性载机影响的外挂物俯仰单自由度动力学建模与仿真 |
| 6.2.1 动力学模型的建立 |
| 6.2.2 基于线化气动力模型的动力学方程 |
| 6.2.3 基于非线性气动力模型的动力学方程组 |
| 6.2.4 气动力模型的辨识与验证 |
| 6.2.5 时域动力学仿真 |
| 6.2.6 建模过程中的时间效率 |
| 6.3 考虑弹性载机干扰的外挂物沉浮/俯仰动力学建模与仿真 |
| 6.3.1 动力学模型的建立 |
| 6.3.2 耦合气动力模型的动力学方程组 |
| 6.3.3 气动力模型的辨识与验证 |
| 6.3.4 时域动力学仿真 |
| 6.4 本章小结 |
| 第七章 考虑弹性载机的外挂物横航向动力学建模与仿真 |
| 7.1 考虑弹性载机干扰的外挂物滚转单自由度动力学建模与仿真 |
| 7.1.1 动力学模型的建立 |
| 7.1.2 基于非线性气动力模型的动力学方程组 |
| 7.1.3 气动力模型的辨识与验证 |
| 7.1.4 时域动力学仿真 |
| 7.2 考虑弹性载机干扰的外挂物滚转/侧滑动力学建模与仿真 |
| 7.2.1 动力学模型的建立 |
| 7.2.2 基于非线性气动力模型的动力学方程组 |
| 7.2.3 气动力模型的辨识与验证 |
| 7.2.4 时域动力学仿真 |
| 7.2.5 时域动力学仿真的误差分析 |
| 7.3 本章小结 |
| 第八章 多时间尺度的CFD/CSD/RBD耦合求解策略 |
| 8.1 多时间尺度的CFD/CSD/RBD耦合计算方法 |
| 8.1.1 耦合计算方法 |
| 8.1.2 算例 |
| 8.2 空中发射的动力学仿真 |
| 8.2.1 计算模型及状态 |
| 8.2.2 弹性体载机的广义气动力模型 |
| 8.2.3 太空船刚体动力学仿真的时间收敛性验证 |
| 8.2.4 太空船空中发射分离过程的动力学仿真 |
| 8.3 本章小结 |
| 第九章 总结与展望 |
| 9.1 全文总结 |
| 9.1.1 本文所完成的主要工作 |
| 9.1.2 本文主要创新点 |
| 9.2 研究展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文和参加科研情况 |
（7）栅格式鸭舵分析及在弹道修正迫弹中的应用（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 研究背景及意义 |
| 1.2 国内外研究状况分析 |
| 1.2.1 弹道修正执行机构现状 |
| 1.2.2 栅格式舵面国内外应用现状 |
| 1.2.3 栅格式舵面国内外研究现状 |
| 1.3 本文研究内容及论文结构与安排 |
| 第2章 流体计算分析基础 |
| 2.1 流体力学基本方程 |
| 2.1.1 连续性方程 |
| 2.1.2 动量方程 |
| 2.1.3 能量守恒方程 |
| 2.1.4 Navier-Stokes方程 |
| 2.2 离散化方法 |
| 2.2.1 建立离散方程 |
| 2.2.2 离散边界条件和初始条件 |
| 2.2.3 湍流模型 |
| 2.3 网格划分技术 |
| 2.4 无控迫击炮弹气动特性仿真 |
| 2.5 本章小结 |
| 第3章 栅格舵结构参数对修正迫弹气动特性的影响 |
| 3.1 栅格式鸭舵修正弹丸模型建立 |
| 3.2 栅格式鸭舵修正弹与平板式鸭舵修正弹的气动特性比较 |
| 3.2.1 栅格式鸭舵及平板式鸭舵修正弹丸模型 |
| 3.2.2 栅格式鸭舵修正迫弹与平板式鸭舵修正迫弹气动特性比较 |
| 3.3 栅格舵舵片偏角对修正迫弹气动特性的影响 |
| 3.3.1 不同舵片偏角的栅格式鸭舵模型 |
| 3.3.2 不同舵片偏角的栅格式鸭舵修正迫弹的气动特性 |
| 3.4 栅格舵展向舵片数目对修正迫弹气动特性的影响 |
| 3.4.1 不同数目展向舵片的栅格式舵面模型 |
| 3.4.2 不同展向舵片数目的栅格式鸭舵修正迫弹的气动特性 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 栅格式鸭舵修正迫弹减阻设计及射程分析 |
| 4.1 栅格舵片厚度对修正弹射程的影响 |
| 4.1.1 栅格式鸭舵修正弹丸仿真模型 |
| 4.1.2 不同栅格壁厚度栅格式鸭舵修正迫弹的气动特性 |
| 4.1.3 不同栅格壁厚度栅格式鸭舵修正迫弹的外弹道仿真 |
| 4.2 栅格式鸭舵截面形状对修正弹射程的影响 |
| 4.2.1 不同截面形状的栅格式鸭舵修正迫弹模型 |
| 4.2.2 不同剖面形状栅格式鸭舵修正迫弹的气动特性分析 |
| 4.2.3 不同剖面形状栅格式鸭舵修正迫弹的射程修正能力仿真 |
| 4.3 本章小结 |
| 第5章 不同滚转姿态下栅格式鸭舵修正迫弹的气动特性分析 |
| 5.1 不同滚转姿态栅格式鸭舵修正迫弹模型 |
| 5.2 不同滚转角下栅格式鸭舵修正迫弹的气动特性 |
| 5.3 本章小结 |
| 结论与展望 |
| 参考文献 |
| 攻读学位期间发表论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
（8）远程空空导弹建模和自动驾驶仪设计方法研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第1章 绪论 |
| 1.1 课题研究的背景及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 国内外空空导弹研究现状 |
| 1.2.2 气动参数工程估算法研究现状 |
| 1.2.3 导弹自动驾驶仪设计研究现状 |
| 1.3 本论文的主要研究内容 |
| 第2章 远程空空导弹相关模型建立 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 坐标系定义 |
| 2.3 坐标系间的转换关系 |
| 2.4 导弹运动数学模型 |
| 2.4.1 导弹质心动力学方程 |
| 2.4.2 导弹质心运动学方程 |
| 2.4.3 导弹绕质心动力学方程 |
| 2.4.4 导弹绕质心运动学方程 |
| 2.4.5 质量变化方程 |
| 2.4.6 几何关系方程 |
| 2.5 目标运动数学模型 |
| 2.5.1 目标动力学方程 |
| 2.5.2 目标运动学方程 |
| 2.6 相对运动模型 |
| 2.7 本章小结 |
| 第3章 远程空空导弹气动建模与弹道仿真研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 基于工程估算法的气动建模方法 |
| 3.2.1 法向力系数估算方法 |
| 3.2.2 阻力系数估算方法 |
| 3.2.3 质量参数估算 |
| 3.2.4 压力中心计算 |
| 3.2.5 俯仰力矩系数估算方法 |
| 3.2.6 不同坐标系下的气动力系数转化 |
| 3.3 三自由度弹道建模 |
| 3.3.1 三自由度气动力计算 |
| 3.3.2 计算平衡迎角 |
| 3.3.3 计算导弹的阻力 |
| 3.4 仿真结果与分析 |
| 3.4.1 气动建模仿真结果 |
| 3.4.2 三自由度仿真结果与分析 |
| 3.5 本章小结 |
| 第4章 远程空空导弹过载自动驾驶仪设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 基于极点配置的PI校正自动驾驶仪设计 |
| 4.2.1 空空导弹三通道动力学解耦线性化 |
| 4.2.2 线性化模型的状态空间与传递函数 |
| 4.2.3 基于极点配置的PI校正两回路自动驾驶仪设计 |
| 4.2.4 滚转通道两回路自动驾驶仪设计 |
| 4.2.5 基于选定弹道特征点的控制系统仿真 |
| 4.3 基于 μ 综合的鲁棒自动驾驶仪设计 |
| 4.3.1 导弹俯仰通道不确定性模型 |
| 4.3.2 自动驾驶仪结构设计与性能分析 |
| 4.3.3 鲁棒控制器设计 |
| 4.3.4 自动驾驶仪特征点仿真结果与分析 |
| 4.4 本章小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士学位期间所发表的论文及其它成果 |
| 致谢 |
（9）基于DATCOM的制导弹箭气动力估算与分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 选题的背景及意义 |
| 1.2 国内外研究情况及发展趋势 |
| 1.3 本文的创新研究和主要研究内容 |
| 1.3.1 本文的创新研究 |
| 1.3.2 本文的主要内容 |
| 2 弹箭气动力工程计算基础理论 |
| 2.1 定义坐标系 |
| 2.1.1 地面坐标系 |
| 2.1.2 弹体坐标系 |
| 2.1.3 速度坐标系 |
| 2.2 坐标系间的关系及其转换 |
| 2.3 空气动力特性的部件组合法 |
| 2.4 线化理论 |
| 2.4.1 流动控制方程的线性化 |
| 2.4.2 边界条件 |
| 2.4.3 压力系数表达式 |
| 2.5 细长体理论、线化理论总结 |
| 2.5.1 细长体理论结果 |
| 2.5.2 线化理论结果 |
| 2.6 压缩性修正 |
| 2.6.1 戈泰法则(Gothert Rule) |
| 2.6.2 普朗特—葛劳握法则(Prandtl-Glauert Rule) |
| 2.7 气动干扰 |
| 2.7.1 弹翼—弹身干扰 |
| 2.7.2 弹翼—尾翼干扰 |
| 2.8 本章小结 |
| 3 弹箭气动特性工程计算方法 |
| 3.1 静态力或力矩系数工程计算方法 |
| 3.1.1 俯仰力矩系数 |
| 3.1.2 偏航力矩系数 |
| 3.1.3 滚转力矩系数 |
| 3.1.4 法向力系数 |
| 3.1.5 轴向力系数 |
| 3.1.6 阻力系数和升力系数 |
| 3.1.7 压心系数 |
| 3.2 动导数工程计算方法 |
| 3.2.1 俯仰动导数 |
| 3.2.2 马格努斯力系数导数和马格努斯力矩系数导数 |
| 3.2.3 滚转动导数 |
| 3.3 常规弹型工程计算方法 |
| 3.3.1 跨音速阶段轴对称弹体的压差阻力计算 |
| 3.3.2 超音速条件下波阻计算—惠特科姆面积定律 |
| 3.3.3 单独弹体的法向力计算方法—横流比拟法 |
| 3.3.4 扩展型弹体以及圆柱型弹体尾部阻力计算 |
| 3.3.5 亚音速弹身—弹翼组合体的压力中心计算 |
| 3.3.6 单独弹体动导数计算 |
| 3.3.7 全弹亚音速动导数计算—等效攻角法 |
| 3.3.8 单独弹翼弦向压力中心(铰链力矩)计算 |
| 3.3.9 单独弹翼翼展方向压力中心计算 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 弹箭高马赫数气动力计算方法 |
| 4.1 制导弹箭高马赫数理论模型 |
| 4.1.1 绪论 |
| 4.1.2 高马赫数理论模型 |
| 4.2 制导弹箭高马赫数气动特性计算方法 |
| 4.2.1 高超声速无粘流的激波关系 |
| 4.2.2 牛顿流理论 |
| 4.3 本章小结 |
| 5 弹箭气动力快速计算软件系统总体设计 |
| 5.1 气动力计算软件系统设计原则 |
| 5.2 气动力计算软件系统设计环境 |
| 5.2.1 系统硬件配置 |
| 5.2.2 系统软件配置及运行环境 |
| 5.2.3 DATCOM介绍 |
| 5.3 气动力计算软件系统总体方案 |
| 5.3.1 软件构架及软件需求分析 |
| 5.3.2 软件的编码实现 |
| 5.3.3 软件流程图分析 |
| 5.4 气动力计算软件系统用户界面技术与模块分析 |
| 5.4.1 用户界面技术 |
| 5.4.2 软件界面分区 |
| 5.4.3 软件功能模块以及各模块的参数说明 |
| 5.5 本章小结 |
| 6 实例计算及影响分析 |
| 6.1 某155mm旋转弹气动力计算与分析 |
| 6.1.1 实例几何外形 |
| 6.1.2 计算结果 |
| 6.1.3 比较与分析 |
| 6.2 某尾翼弹气动力计算与分析 |
| 6.2.1 实例几何外形 |
| 6.2.2 计算结果 |
| 6.2.3 比较与分析 |
| 6.3 某弹翼-弹体-弹尾组合体气动力计算与分析 |
| 6.3.1 实例几何外形 |
| 6.3.2 计算结果 |
| 6.3.3 比较与分析 |
| 6.4 某60mm迫击炮弹气动力计算与分析 |
| 6.4.1 实例几何外形 |
| 6.4.2 计算结果 |
| 6.4.3 比较与分析 |
| 6.5 本章小结 |
| 7 总结与展望 |
| 7.1 本文的主要工作 |
| 7.2 对下一步工作的展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 附录 |
（10）旋转弹马格努斯效应数值模拟研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 国外研究现状 |
| 1.2.2 国内研究现状 |
| 1.3 本文的主要工作 |
| 第二章 数值模拟方法 |
| 2.1 控制方程 |
| 2.2 非定常数值方法 |
| 2.2.1 滑移网格技术 |
| 2.2.2 基于滑移网格技术的控制方程 |
| 2.3 转捩模型 |
| 2.4 湍流模型 |
| 2.5 边界条件 |
| 2.5.1 压力远场边界(pressure-far-field) |
| 2.5.2 交界面(interface) |
| 2.5.3 壁面边界(wall) |
| 第三章 二维静态圆柱绕流数值研究 |
| 3.1 数值计算条件及网格 |
| 3.1.1 数值计算条件及物理模型 |
| 3.1.2 计算网格及边界条件 |
| 3.2 数值模拟结果 |
| 3.2.1 亚临界区数值模拟结果分析 |
| 3.2.2 临界区数值模拟结果分析 |
| 3.2.3 不同雷诺数下的模拟结果对比分析 |
| 3.3 小结 |
| 第四章 二维旋转圆柱马格努斯效应数值研究 |
| 4.1 数值计算条件及模型 |
| 4.1.1 数值计算条件 |
| 4.1.2 计算域及计算网格 |
| 4.2 算法验证 |
| 4.3 高雷诺数下旋转圆柱数值模拟结果分析 |
| 4.3.1 气动力特性分析 |
| 4.3.2 旋转圆柱阻力的流场机理分析 |
| 4.3.3 旋转圆柱马格努斯效应产生机理分析 |
| 4.3.3.1 边界层转捩的非对称畸变 |
| 4.3.3.2 涡的非对称畸变 |
| 4.4 小结 |
| 第五章 旋转弹丸马格努斯效应数值模拟研究 |
| 5.1 数值计算条件及网格 |
| 5.1.1 计算外形及条件 |
| 5.1.2 计算网格及边界条件 |
| 5.2 算法验证 |
| 5.3 旋转弹丸马格努斯效应模拟结果及分析 |
| 5.3.1 旋转弹丸马格努斯力及力矩结果 |
| 5.3.2 船尾对旋转弹丸马格努斯效应的影响 |
| 5.3.2.1 沿弹体轴向的表面压力分布的非对称畸变 |
| 5.3.2.2 沿弹体周向的表面压力分布的非对称畸变 |
| 5.3.2.3 边界层位移厚度的非对称畸变 |
| 5.3.2.4 沿弹体表面的周向切应力分布的非对称畸变 |
| 5.3.3 马赫数对旋转弹丸马格努斯效应的影响 |
| 5.3.3.1 流场结构 |
| 5.3.3.2 沿轴向弹体表面压力分布的非对称畸变 |
| 5.3.3.3 沿弹体表面的周向压力分布的非对称畸变 |
| 5.3.3.4 沿弹体表面的周向切应力分布的非对称畸变 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 旋转尾翼-弹身组合体侧向特性数值研究 |
| 6.1 算法验证 |
| 6.1.1 不旋状态卷弧尾翼-弹身弹算法验证 |
| 6.1.2 旋转状态卷弧尾翼-弹身外形算法验证 |
| 6.1.2.1 网格验证 |
| 6.1.2.2 时间步长无关性验证 |
| 6.2 旋转卷弧尾翼-弹身外形侧向特性数值研究 |
| 6.2.1 旋转与不旋状态卷弧尾翼-弹身外形侧向特性对比分析 |
| 6.2.1.1 不同马赫数下侧向力和力矩及滚转力矩结果 |
| 6.2.1.2 不同攻角下侧向力和力矩及滚转力矩结果 |
| 6.2.1.3 旋转对卷弧尾翼-弹身外形流场结构的影响 |
| 6.2.2 旋转卷弧尾翼与平直尾翼—弹身外形侧向特性对比分析 |
| 6.2.2.1 侧向力和力矩及滚转力矩结果 |
| 6.2.2.2 卷弧和平直尾翼外形对流场结构的影响 |
| 6.2.3 张开角对旋转卷弧尾翼-弹身外形侧向特性的影响 |
| 6.2.3.1 侧向力、偏航力矩及滚转力矩结果 |
| 6.2.3.2 张开角对卷弧尾翼-弹身外形流场结构的影响 |
| 6.3 旋转转折尾翼-弹身外形侧向特性数值研究 |
| 6.3.1 转折角对旋转转折尾翼-弹身外形侧向特性的影响 |
| 6.3.1.1 侧向力和力矩及滚转力矩结果 |
| 6.3.1.2 转折角对转转折折尾翼-弹身外形流场结构的影响 |
| 6.3.2 旋转转折尾翼与平直尾翼-弹身外形侧向特性对比分析 |
| 6.3.2.1 侧向力、偏航力矩及滚转力矩结果 |
| 6.3.2.2 转折尾翼和平直尾翼外形对旋转弹流场结构的影响 |
| 6.4 小结 |
| 结论 |
| 参考文献 |
| 符号表 |
| 攻读学位期间发表论文与研究成果清单 |
| 致谢 |
四、任意截面弹体的翼身干扰系数估算方法研究（论文参考文献）
- [1]某小型机载制导弹药弹道优化设计及发射过程研究[D]. 曹润铎. 南京理工大学, 2020(01)
- [2]参数化高超声速巡航飞行器组合布局设计与气动优化分析[D]. 陈立立. 国防科技大学, 2019(01)
- [3]高超声速飞行器气动变形方案设计与外形优化方法研究[D]. 彭悟宇. 国防科技大学, 2019(01)
- [4]超声速下尾翼式旋转弹箭面外力和面外力矩数值研究[D]. 卢天宇. 北京理工大学, 2018(07)
- [5]基于CFD的动导数计算及非线性气动力建模技术[D]. 米百刚. 西北工业大学, 2018(02)
- [6]空中发射分离过程的动力学问题研究[D]. 杨磊. 西北工业大学, 2018(02)
- [7]栅格式鸭舵分析及在弹道修正迫弹中的应用[D]. 史永慧. 北京理工大学, 2018(07)
- [8]远程空空导弹建模和自动驾驶仪设计方法研究[D]. 单喜清. 哈尔滨工业大学, 2017(02)
- [9]基于DATCOM的制导弹箭气动力估算与分析[D]. 尹晶章. 南京理工大学, 2017(07)
- [10]旋转弹马格努斯效应数值模拟研究[D]. 谭朝明. 北京理工大学, 2016(03)