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利用ANSYS软件对导弹两种不同形状尾翼的结构进行了基于有限单元法的固有模态分析和研究,分别给出了其前六阶的固有频率和振形,通过比较为弹翼设计提供一种有效可行的方法。 相似文献
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针对尾翼结构对大长径比火箭弹外流场的影响,建立3 种翼型火箭弹的3 维简化模型。在保证3 种尾翼
都能折叠到弹径尺寸的前提下,对3 种翼型火箭弹进行数值模拟,分析对比不同尾翼结构尾翼火箭弹的气动特性差
异,并验证了文中所采用数值计算方法的可行性。结果表明:增加卷弧翼数量会使弹箭的阻力系数增加,并使俯仰
力矩系数增大,弹箭的稳定性提高;相同尾翼数量的卷弧翼比平板尾翼的升力系数高,飞行过程中卷弧翼能产生更
大的升力;平板尾翼的侧向力矩系数绝对值比卷弧翼低。 相似文献
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现代导弹外形设计常采用主翼控制、尾翼控制、鸭式控制和旋转式单通道控制四种形式。主翼控制布局常用于中低空地空导弹和中程拦截空空弹。本文从总体设计的角度出发,着重介绍气动外形设计中遇到的问题及解决办法,依据某地空导弹的设计经验简单介绍了这种布局形式的特点。 相似文献
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针对折叠翼展开机构设计对展开过程的影响,建立翼片展开-展开机构的数学模型。通过ADAMS 软件仿
真和炮射试验分别进行对比,展开机构设计时,可单独采用转速模块或扭簧力矩模块,若翼片展开到位角速度过大
可考虑增加摩擦力矩模块,气动力矩模块需配合其他模块共同作用。试验结果表明,该设计可为同类型的折叠翼展
开机构设计提供理论参考。 相似文献
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对大展弦比多段折叠翼的颤振特性进行研究,使用弯扭组合梁元模拟机翼弯曲和扭转两种变形形态,结合修正的气动片条理论,得到大展弦比机翼不同折叠姿态下的颤振速度和颤振频率数据。考虑到各段机翼折叠角的变化,基于有限元理论建立包含折叠角参数的结构动力学模型,并通过模态截断将其缩减并解耦。根据Theodorsen非定常气动力理论在频域内修正弯扭组合梁元上的气动升力和俯仰力矩,并基于V-g(V为机翼与未扰空气之间的相对速度,g为人工结构阻尼)法引入人工结构阻尼,对在不同折叠状态下的多段折叠翼进行颤振计算。研究结果表明:机翼结构的固有频率会随着折叠角的变化呈现非线性增长形态,而颤振速度和颤振频率随折叠角的变化规律基本相同,且外侧机翼折叠角的存在可有效提高机翼的颤振速度;当固定最外侧段机翼的折叠角时,机翼段数的增加对颤振速度的影响不明显。 相似文献
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小型折叠弹翼展开机构优化设计 总被引:2,自引:0,他引:2
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. 相似文献
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为提高导弹结构的设计品质,将拓扑优化技术引入到整体式弹翼骨架结构设计中,对某型导弹的弹翼骨架进行优化设计。采用节点载荷等效法构建弹翼骨架的典型受力环境,解决了弹翼待设计区域的单元既参与受力又可能因为优化而被删减的设计矛盾。利用计算机辅助设计(CAD)-计算机辅助工程(CAE)接口技术,将拓扑优化后的CAE模型直接解释成CAD模型并导入CAD软件再设计,提高了拓扑优化技术的实用性。分析比较经验方案和优化方案的弹翼骨架模型的质量、强度、变形、模态等结构特性后发现:在满足结构强度和变形的条件下,优化后的弹翼骨架模型质量相对减少9.39%,并且1阶、2阶弯曲频率和1阶扭转频率得到了提高。该方法是对传统弹翼结构设计方法的补充和改善,具有参考意义。 相似文献
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