折叠翼展开过程仿真研究 被引量：15

1

作者 赵育善 余旭东 +1 位作者 马彩霞 王焘 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 1997年第2期19-23,共5页

展开时间，展开时的速度、加速度是导弹折叠翼设计中的重要参数。本文给出导弹折叠翼展开过程中的仿真模型，详细分析了机构中存在的各种阻尼力矩和摩擦力矩。

关键词 折叠式弹翼 展开动力学 仿真 导弹 折叠翼

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导弹折叠翼的机构弹性动力学分析与仿真研究 被引量：12

2

作者 谭湘霞 吴斌 +1 位作者 余旭东 马彩霞 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 1999年第1期17-21,共5页

给出某导弹折叠翼展开动力学分析的仿真模型，在机构的运动学和刚体动力学分析的基础上，运用机构弹性动力学的理论对其进行了分析和仿真研究，算例证明，此方法是正确而且可靠的。其中计算程序具有相当的通用性，以适当修改可用于具有... 给出某导弹折叠翼展开动力学分析的仿真模型，在机构的运动学和刚体动力学分析的基础上，运用机构弹性动力学的理论对其进行了分析和仿真研究，算例证明，此方法是正确而且可靠的。其中计算程序具有相当的通用性，以适当修改可用于具有平面连杆机构的折叠翼展开动力学分析。 展开更多

关键词 导弹 折叠翼 机构弹性动力学 运动 仿真

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月球探测器软着陆机构发展综述 被引量：38

3

作者 刘志全 黄传平 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2006年第1期33-39,共7页

综述了月球探测器软着陆机构的发展概况;分析了国际上月球探测器软着陆机构的结构组成、工作原理及特点。对不同展开机构和缓冲器特点进行了分析,预测了月球探测器软着陆机构的发展趋势。

关键词 月球探测器 软着陆 缓冲器 展开机构

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格栅翼的气动特性研究评述 被引量：5

4

作者 陈少松 赵润祥 +1 位作者 丁则胜 谭俊杰 《弹道学报》 EI CSCD 北大核心 1999年第2期89-95,共7页

格栅翼是一种新型舵翼，研究表明，格栅翼作为飞行器的稳定面和控制面，在升力特性、铰链力矩特性和外形尺寸方面都优于传统平板翼，因而受到国内外研究者的普遍关注．本文着重介绍了国内外进行格栅翼气动特性研究的研究方法、研究内容... 格栅翼是一种新型舵翼，研究表明，格栅翼作为飞行器的稳定面和控制面，在升力特性、铰链力矩特性和外形尺寸方面都优于传统平板翼，因而受到国内外研究者的普遍关注．本文着重介绍了国内外进行格栅翼气动特性研究的研究方法、研究内容、主要研究结果和应用情况． 展开更多

关键词 格栅翼 气动力 风洞实验 舵翼 气动特性 导弹

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战术导弹折叠翼结构动态响应分析 被引量：8

5

作者 余旭东 赵伟 +1 位作者 马彩霞 王焘 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1994年第3期462-466,共5页

本文对战术导弹折叠翼的运动与载荷进行了分析，提出了折叠翼结构动力学分析的方法，所编的相应软件对导弹实例进行了计算，并由实验得到了验证．

关键词 折叠翼 导弹 结构动态响应

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基于iSIGHT卷弧尾翼结构优化设计研究 被引量：8

6

作者 薛松海 杨树兴 +1 位作者 张国庆 赵良玉 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2010年第2期174-176,180,共4页

为使火箭弹卷弧尾翼在特定气动载荷下的结构质量最小,对其进行结构优化设计。在优化中以结构质量最小为目标,以包括尾翼弦长、厚度、前缘后掠角等几何参数为设计变量,强度和变形量为约束,通过集成iSIGHT和MSC.PATRAN/NASTRAN对卷弧尾翼... 为使火箭弹卷弧尾翼在特定气动载荷下的结构质量最小,对其进行结构优化设计。在优化中以结构质量最小为目标,以包括尾翼弦长、厚度、前缘后掠角等几何参数为设计变量,强度和变形量为约束,通过集成iSIGHT和MSC.PATRAN/NASTRAN对卷弧尾翼结构进行优化设计,取得了较好的结果,减重效果明显。随后对优化结果进行分析,得到了对优化目标和约束影响较大的设计变量分别是:卷弧的圆心角和翼片厚度。 展开更多

关键词 卷弧尾翼 有限元 优化设计 权重分析

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折叠翼展开试验与动力学仿真研究 被引量：11

7

作者 吴俊全 孙海文 张晓旻 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2012年第3期164-166,共3页

折叠翼的展开过程性能参数是折叠翼设计的重要指标,研究它对于设计折叠翼具有重要意义。文中通过地面试验与ADAMS动力学仿真计算分别对某折叠翼的展开过程进行了分析研究,并将地面试验数据与仿真计算结果进行比较和分析。结果表明两者... 折叠翼的展开过程性能参数是折叠翼设计的重要指标,研究它对于设计折叠翼具有重要意义。文中通过地面试验与ADAMS动力学仿真计算分别对某折叠翼的展开过程进行了分析研究,并将地面试验数据与仿真计算结果进行比较和分析。结果表明两者的一致性较好,证明了动力学仿真模型的准确性。试验和仿真结果均表明折叠翼机构满足折叠翼设计要求。 展开更多

关键词 折叠翼 仿真 试验

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空空导弹折叠舵展开过程气动载荷分析 被引量：7

8

作者 李东 李斌 刘仙名 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2014年第3期154-156,178,共4页

以正常式布局空空导弹折叠舵为研究对象,开展给定飞行条件下折叠舵展开过程气动载荷风洞试验,给出了折叠舵展开过程中的气动载荷,分析了气动载荷对折叠舵展开过程的影响,并对折叠舵受载情况进行了相应的CFD仿真,从理论上解释了折叠舵受... 以正常式布局空空导弹折叠舵为研究对象,开展给定飞行条件下折叠舵展开过程气动载荷风洞试验,给出了折叠舵展开过程中的气动载荷,分析了气动载荷对折叠舵展开过程的影响,并对折叠舵受载情况进行了相应的CFD仿真,从理论上解释了折叠舵受载的合理性。结果表明,在给定飞行条件下,气动载荷有助于迎风折叠舵展开;跨音速时气动载荷阻碍背风折叠舵展开,超音速时气动载荷先利于再阻碍背风折叠舵展开。 展开更多

关键词 折叠舵 空空导弹 气动载荷 风洞试验 计算流体力学

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卷弧翼弹零攻角流场数值模拟 被引量：5

9

作者 宋旭民 夏刚 +1 位作者 秦子增 寇保华 《战术导弹技术》 2002年第6期21-24,共4页

通过数值求解三维欧拉方程 ,模拟了一种卷弧形尾翼弹在零攻角下的超音速外流场 ,得到了弹的滚动力矩系数在马赫数 1.4～ 3.0的变化特性 ,与试验数据做了比较 ,并对不同马赫数下的流场做了对比分析 .

关键词 零攻角 卷弧翼弹 流场 滚动力矩 数值模拟 欧拉方程 卷弧形尾翼 导弹

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可折叠弹翼振动应力试验分析 被引量：3

10

作者 任兴民 袁振宇 崔西宁 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第4期536-541,共6页

讨论可折叠弹翼在展开过程中的冲击振动及冲击振动应力的试验分析方法，建立了通过位移模态预估冲击应力的方法。

关键词 可折叠弹翼 应力分析 冲击响应 弹翼 冲击振动

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基于回归正交试验设计的弹翼结构优化设计 被引量：5

11

作者 金华 戴金海 陈琪锋 《计算机仿真》 CSCD 2007年第10期42-44,130,共4页

如何在设计空间域中寻找翼型的最优尺寸,是优化导弹战术技术性能指标的有效有段。卷弧翼弹弹翼结构优化设计涉及到多因素多水平问题,采用回归正交试验设计方法可以有效地减少试验次数,并进而完成结构优化设计。文中通过回归正交试验设... 如何在设计空间域中寻找翼型的最优尺寸,是优化导弹战术技术性能指标的有效有段。卷弧翼弹弹翼结构优化设计涉及到多因素多水平问题,采用回归正交试验设计方法可以有效地减少试验次数,并进而完成结构优化设计。文中通过回归正交试验设计方法建立了卷弧翼弹弹翼结构设计的一阶响应面模型,并进行了方差分析,采用SQP算法对有约束的非线性规化问题进行寻优计算,得到了翼型的一阶响应面模型的最优解。所采用的方法和思想也适用于一般导弹外形的结构优化设计。 展开更多

关键词 正交试验设计 卷弧翼 响应面法 方差分析 优化设计

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小型折叠弹翼展开机构优化设计 被引量：9

12

作者 秦兵才 文立华 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2009年第4期206-208,共3页

探讨了小型折叠弹翼的优化设计方法,采用序列二次规划(SQP)方法确定了折叠弹翼机构的关键参数:转动臂半径,转动臂初始位置角和系统的推力,获得了系统的动力学性能。由优化方法获得的系统参数,使系统的性能到达了最优的结果,大大提高了... 探讨了小型折叠弹翼的优化设计方法,采用序列二次规划(SQP)方法确定了折叠弹翼机构的关键参数:转动臂半径,转动臂初始位置角和系统的推力,获得了系统的动力学性能。由优化方法获得的系统参数,使系统的性能到达了最优的结果,大大提高了设计效率,方法对小型折叠弹翼的机构设计有一定的参考价值。 展开更多

关键词 折叠机构 优化设计 序列二次规划

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扇式折叠翼巡飞弹结构数值计算 被引量：2

13

作者 许兆庆 吴军基 薛晓中 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2011年第2期49-50,共2页

采用数值仿真的方法计算了巡飞弹的结构特性,该巡飞弹具有栅格舵与扇式折叠翼,使用Patran软件建立结构模型,输入各部分结构材料属性,之后由有限元软件Nastran计算其固有模态。依据气动数据对巡飞弹的折叠翼进行了强度校核,采用Nastran... 采用数值仿真的方法计算了巡飞弹的结构特性,该巡飞弹具有栅格舵与扇式折叠翼,使用Patran软件建立结构模型,输入各部分结构材料属性,之后由有限元软件Nastran计算其固有模态。依据气动数据对巡飞弹的折叠翼进行了强度校核,采用Nastran进行静力计算,得出了在各马赫数下满足强度要求的最大飞行攻角。 展开更多

关键词 巡飞弹 数值仿真 固有模态 强度校核

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一种改进的“钻石背”翼设计 被引量：2

14

作者 韩同来 廉小纯 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2010年第2期190-194,共5页

针对目前滑翔弹射程短的缺点,提出一种改进的"钻石背"弹翼。通过增大后掠翼的后掠角、前掠翼的前掠角和展弦比来改进钻石背弹翼,分析计算在飞行攻角为0°～8°的使用条件下不同飞行马赫数时的气动特性。在逆风飞行条... 针对目前滑翔弹射程短的缺点,提出一种改进的"钻石背"弹翼。通过增大后掠翼的后掠角、前掠翼的前掠角和展弦比来改进钻石背弹翼,分析计算在飞行攻角为0°～8°的使用条件下不同飞行马赫数时的气动特性。在逆风飞行条件下计算飞行弹道,结果表明在12000m高度,270m/s水平速度投弹的条件下,射程达到110km以上。通过对翼张机构的设计,在原理上说明了菱形弹翼张开机构的可行性。 展开更多

关键词 滑翔弹 控制方程 网格生成 改进“钻石背”翼 翼张机构 仿真

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基于制导炸弹的折叠尾翼优化研究 被引量：2

15

作者 韩同来 廉小纯 何晓夫 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2010年第4期137-140,144,共5页

在制导炸弹技术现有水平的基础上，针对一种大反安定翼＋固定弹翼＋前掠折叠尾翼＋后缘舵的气动布局方案进行了优化研究。在减小反安定翼的翼展和弦长基础上，去掉固定弹翼中后部．只保留尾部固定弹翼前部安装折叠弹翼，大大降低了全弹... 在制导炸弹技术现有水平的基础上，针对一种大反安定翼＋固定弹翼＋前掠折叠尾翼＋后缘舵的气动布局方案进行了优化研究。在减小反安定翼的翼展和弦长基础上，去掉固定弹翼中后部．只保留尾部固定弹翼前部安装折叠弹翼，大大降低了全弹弹翼张开状态的静稳定度，同时减少了大部分尾部固定翼的质量。采用FLUENT6．3计算和仿真结果表明：展开状态时静稳定度在4％～8％之间，收缩状态最小静稳定度大于1％。具有很高的机动能力和过载能力，升阻比与宝石路ⅢGBU-24-A／B的升阻比接近，可以达到宝石路的滑翔能力。 展开更多

关键词 制导炸弹 控制方程与网格 前掠翼 折叠翼 气动布局 优化

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一种改进折叠弹翼结构设计与气动分析 被引量：6

16

作者 杜厦 昂海松 《航空兵器》 2009年第3期7-9,共3页

对圆筒式装载发射的导弹,尾翼的设计是导弹总体结构设计的关键之一。本文提出了一种新型的折叠尾翼结构形式,对这种结构形式的折叠机构进行了详细的机械设计。进一步对设计的导弹外形进行空气动力学数值模拟仿真,并用有限元素法对导弹... 对圆筒式装载发射的导弹,尾翼的设计是导弹总体结构设计的关键之一。本文提出了一种新型的折叠尾翼结构形式,对这种结构形式的折叠机构进行了详细的机械设计。进一步对设计的导弹外形进行空气动力学数值模拟仿真,并用有限元素法对导弹安定面进行了强度分析。新型对称弧形弹翼与以前弧形张开式弹翼比较提高了横向稳定性。 展开更多

关键词 导弹 折叠翼 结构设计 气动特性

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转速调节片对飞行转速的影响 被引量：1

17

作者 关为群 张靖 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第3期355-357,共3页

研究转速调节片对飞行转速的影响。首先计算有 /无转速调节片以及改变转速调节片特征参数等多种情况下的气动特性 ,然后仿真计算导弹的飞行转速。仿真结果表明 :转速调节片可以显著地增大导弹的导转力矩和飞行转速 ;

关键词 转速调节片 飞行转速 导转力矩 导弹 尾翼安装角

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复杂尾翼等温成型工艺研究 被引量：1

18

作者 冯再新 张治民 方敏 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2001年第3期44-45,48,共3页

针对复杂尾翼件 ( LD1 0 )生产中存在的精度低、力学性能差的实际问题 ,研究了尾翼等温成型技术 ,并优化了工艺参数。试验结果表明 ,新工艺确实可行 ,解决了原工艺存在的问题 ,对于相同材料复杂型材加工具有借鉴作用。

关键词 复杂尾翼 等温成型工艺 导弹 LD10

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导弹折叠翼展开机构运动功能可靠性分析 被引量：12

19

作者 倪健 陆凯 张铎 《上海航天》 2001年第5期1-5,共5页

通过建立等效动力模型得出导弹弹翼展开机构的运动规律 ,进而对弹翼展开机构进行动态静力分析。针对某型飞航导弹的折叠弹翼展开过程 ,对机构运动功能可靠性进行了较为全面的探讨和研究。该方法可用于飞行器分离机构。

关键词 导弹折叠翼 展开机构 等效动力模型 可靠性 运动功能 可靠性分析

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反坦克导弹尾焰对微波信号衰减的理论预估 被引量：1

20

作者 张平 刘青云 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第4期321-325,共5页

提出了一种能预测反坦克导弹尾焰及其它导弹喷焰对微波信号衰减的计算方法和计算机程序，它可定量地计算出推进剂中碱金属杂质含量、尾焰后燃效应和微波入射方位等因素对微波衰减的不容忽视的影响，弥补了AEROCHEM程序和IACH程序的不足... 提出了一种能预测反坦克导弹尾焰及其它导弹喷焰对微波信号衰减的计算方法和计算机程序，它可定量地计算出推进剂中碱金属杂质含量、尾焰后燃效应和微波入射方位等因素对微波衰减的不容忽视的影响，弥补了AEROCHEM程序和IACH程序的不足。计算结果与实验结果比较有较好的一致性。 展开更多

关键词 反坦克导弹 火箭发动机喷焰 微波信号衰减

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