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公开(公告)号：CN117172077A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311402838.9
申请日：2023-10-27
申请人： 西安现代控制技术研究所
发明人： 刘钧圣 , 向玉伟 , 牛智奇 , 庞川博 , 杨树兴 , 吕鸿鹰 , 苗昊春 , 袁先士 , 付小武 , 朱红星 , 韦巧玲 , 童静 , 杨云刚 , 李琪 , 苗劲松 , 魏其 , 司忍辉
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供了一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法，主要解决传统设计方法中，以结构设计为主，气动设计为辅，转轴机构优先满足结构强度要求而导致气动性能较差的问题；本发明采用的方案是针对转轴机构与尾舵面的融合醒设计，兼顾了尾舵结构外形、气动性能和气动热环境三者的综合性能，气动性能在兼顾结构强度的情况下达到最优，同时考虑了折叠舵在高超声速情况下气动热设计，进一步降低了防热成本。
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公开(公告)号：CN116911207B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202310706727.0
申请日：2023-06-14
申请人： 西安现代控制技术研究所
发明人： 刘钧圣 , 庞川博 , 牛智奇 , 杨树兴 , 吕鸿鹰 , 向玉伟 , 苗昊春 , 袁先士 , 付小武 , 朱红星 , 韦巧玲 , 童静 , 杨云刚 , 李昊 , 李琪 , 苗劲松 , 裴培 , 魏其 , 胡文谦
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/08
摘要： 本发明提供一种考虑容积的低气动阻力锥段组合外形设计方法及装置，属于锥段组合外形气动设计领域。主要解决的问题是在满足锥段装载容积需求的同时，尽可能的优化气动外形设计，从而降低气动阻力。本发明采用的技术方案为根据原始需求，首先构建初始圆锥段，再根据需求，将初始圆锥段拆分为双锥组合，计算一锥和二锥锥角的比值并与预设值进行比较，进而调整一锥和二锥长度，达到预设值时锥段组合气动阻力与容积达到最优。
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公开(公告)号：CN117172077B
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311402838.9
申请日：2023-10-27
申请人： 西安现代控制技术研究所
发明人： 刘钧圣 , 向玉伟 , 牛智奇 , 庞川博 , 杨树兴 , 吕鸿鹰 , 苗昊春 , 袁先士 , 付小武 , 朱红星 , 韦巧玲 , 童静 , 杨云刚 , 李琪 , 苗劲松 , 魏其 , 司忍辉
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供了一种超声速导弹非烧蚀横向折叠尾舵结构及其设计方法，主要解决传统设计方法中，以结构设计为主，气动设计为辅，转轴机构优先满足结构强度要求而导致气动性能较差的问题；本发明采用的方案是针对转轴机构与尾舵面的融合醒设计，兼顾了尾舵结构外形、气动性能和气动热环境三者的综合性能，气动性能在兼顾结构强度的情况下达到最优，同时考虑了折叠舵在高超声速情况下气动热设计，进一步降低了防热成本。(56)对比文件Pang chuanbo等.Research on DynamicCharacteristics of Canard Missiles with aFree-spinning Tail Using NumericalVirtual Flight Technology. Journal ofProjectiles, Rockets, Missiles andGuidance.2021,全文.史金光;王中原;常思江;张比升.鸭式制导炮弹气动外形优化设计方法研究.南京理工大学学报(自然科学版).2009,(第05期),全文.刘远;程养民;李晓晖;闫宝任.固体火箭冲压发动机导弹气动外形设计与试验研究.空气动力学学报.2016,(第06期),全文.俞渭良,张振利,童京富.某改型导弹折叠舵的设计.上海航天.1997,(第03期),全文.谢志敏;杨树兴;陈伟.大长径比卷弧尾翼火箭弹气动特性数值研究.固体火箭技术.2009,(第06期),全文.秦永明;蔡琛芳;董金刚.机载导弹折叠舵展开气动特性试验研究.航空兵器.2013,(第05期),全文.杜厦;昂海松.一种改进折叠弹翼结构设计与气动分析.航空兵器.2009,(第03期),全文.
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公开(公告)号：CN116383974B
公开(公告)日：2023-09-01
申请号：CN202310658727.8
申请日：2023-06-06
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供了一种考虑气动加热效应的飞行器轴向力修正方法，解决了变壁温条件下实际阻力相对于绝热条件下阻力预测偏差大，耗时长的问题；所采用的方案为首先建立飞行器三位简化集合数学模型，利用CFD手段对模型进行定常流场求解，求解得到导弹气动力数据后，使用该气动数据进行理论弹道仿真，以弹道仿真结果为输入，开展气动热环境与热响应预测，得到导弹表面温度随时间变化的曲线，得到模型壁面温度的最大值与最小值，以此为基础进行迭代修正。通过有限的迭代即可考虑气动加热引起的飞行器表面温度改变对气动轴向力的影响，修正过程耗时短，修正后预测精度提高，飞行器气动性能评估更加准确。
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公开(公告)号：CN116383974A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310658727.8
申请日：2023-06-06
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供了一种考虑气动加热效应的飞行器轴向力修正方法，解决了变壁温条件下实际阻力相对于绝热条件下阻力预测偏差大，耗时长的问题；所采用的方案为首先建立飞行器三位简化集合数学模型，利用CFD手段对模型进行定常流场求解，求解得到导弹气动力数据后，使用该气动数据进行理论弹道仿真，以弹道仿真结果为输入，开展气动热环境与热响应预测，得到导弹表面温度随时间变化的曲线，得到模型壁面温度的最大值与最小值，以此为基础进行迭代修正。通过有限的迭代即可考虑气动加热引起的飞行器表面温度改变对气动轴向力的影响，修正过程耗时短，修正后预测精度提高，飞行器气动性能评估更加准确。
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公开(公告)号：CN118089483A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410428320.0
申请日：2024-04-10
申请人： 西安现代控制技术研究所
IPC分类号： F42B15/00
摘要： 本发明公开了一种小攻角静不稳定的宽速域制导火箭弹气动布局，包括弹身和尾舵；弹身为旋成体，由双锥头部加圆柱段组成；尾舵为梯形直板翼外形；尾舵有4片，在弹身周向均布，呈“×”型布局。本发明布局能够保证火箭弹发射初始段静稳定度大于2%，而超声速小攻角下为静不稳定的，从而使得超声速下制导火箭弹有较高的操纵效率。
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公开(公告)号：CN116911207A
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202310706727.0
申请日：2023-06-14
申请人： 西安现代控制技术研究所
发明人： 刘钧圣 , 庞川博 , 牛智奇 , 杨树兴 , 吕鸿鹰 , 向玉伟 , 苗昊春 , 袁先士 , 付小武 , 朱红星 , 韦巧玲 , 童静 , 杨云刚 , 李昊 , 李琪 , 苗劲松 , 裴培 , 魏其 , 胡文谦
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/08
摘要： 本发明提供一种考虑容积的低气动阻力锥段组合外形设计方法及装置，属于锥段组合外形气动设计领域。主要解决的问题是在满足锥段装载容积需求的同时，尽可能的优化气动外形设计，从而降低气动阻力。本发明采用的技术方案为根据原始需求，首先构建初始圆锥段，再根据需求，将初始圆锥段拆分为双锥组合，计算一锥和二锥锥角的比值并与预设值进行比较，进而调整一锥和二锥长度，达到预设值时锥段组合气动阻力与容积达到最优。
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