低速旋转尾翼式弹箭气动特性数值研究

为了研究低速旋转对尾翼式弹箭气动特性的影响,采用三维非定常N-S方程并结合滑移网格技术,在小攻角和全马赫数下,对某尾翼弹在低转速状态下的绕流流场进行了数值模拟。以美国陆-海军动导数计算标模验证该文算法的有效性。结果表明该方法有较高的精确度。由不同马赫数、转速和滚转角条件下的计算结果发现:纵向气动特性(即升力、阻力、俯仰力矩)不随转速而变化,平均滚转力矩系数和转速为定比例关系,平均马格努斯力系数随转速呈非线性变化,瞬时马格努斯力系数随滚转角呈正弦变化。     

无翼式布局制导火箭弹俯仰操纵气动特性

为了研究某无翼式布局制导火箭弹进行俯仰操纵时非线性气动特性对弹箭操纵性的影响,通过模型风洞试验和数值计算相结合的方法,分析了不同马赫数、舵偏角和攻角等因素对该火箭弹气动特性的影响。对模型进行超声速风洞试验,试验结果表明,俯仰操纵负舵偏角时俯仰力矩系数导数随攻角先增大后减小,正舵偏角时俯仰力矩系数导数随攻角先减小后增大。采用ANSYS FLUENT对不同工况下该弹气动特性进行数值计算,计算结果表明,得到的俯仰力矩与风洞实验结果吻合较好,最大误差仅为4.6%。各部件气动特性分析结果表明:弹身的压心在负舵偏角时前移,正舵偏角时后移; 上尾舵受弹身干扰影响法向力效率降低; 负舵偏角时下尾舵的法向力系数导数随攻角减小,正舵偏角时下尾舵的法向力系数导数随攻角增大; 各部件共同作用下弹箭气动特性呈非线性。     

旋转弹体及减旋片滚转阻尼数值模拟

滚转阻尼力矩导数是影响减旋效果的重要参数。采用求解定常流场的计算流体力学方法,对亚跨声速阶段带减旋片翼翼身组合体的滚转阻尼特性进行数值模拟。滚转阻尼力矩导数数值模拟的结果与试验值一致性较好。通过数值结果分析解释了由于滚转引起的弹翼气流攻角的变化,表面压力的变化,以及附加升力导致的滚转阻尼力矩的形成原因,展示了薄翼片弯折的位置,同时从流场的角度展示了滚转对弹体附近气体流动的影响,以及滚转引起的表面流线的弯曲,螺旋状尾迹。     

旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹气动特性

为研究旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的气动特性,采用风洞实验方法,对该弹气动特性随马赫数、攻角以及舵偏角的变化规律进行了研究。结果显示：在实验研究马赫数、攻角和舵偏角范围内,舵偏角增大对模型有一定增阻作用;模型升力系数随舵偏角增大而增大、随攻角呈线性变化关系;在相同马赫数和攻角下,俯仰力矩系数和滚转力矩系数随舵偏角的增大而增大。该研究结果为旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的弹道设计和研究提供了参考依据。     

遭毁伤巡航导弹气动特性风洞实验研究

通过对“战斧”多用途巡航导弹风洞实验模型的设计和不同马赫数、攻角及侧滑角下气动特性参数的测试,得到弹翼折弯角对侧向力系数、偏航力矩系数、升力系数以及前部阻力系数的影响规律.结果表明,随着弹翼折弯角的增大,侧向力系数和偏航力矩系数近似呈线性增长,这种影响随马赫数增大而增强,但对升力系数、前部阻力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数等特性参数的影响并不显著.     

栅格翼翼身组合体超声速滚转阻尼特性

为了研究栅格翼翼身组合体超声速的滚转阻尼特性,采用求解定常状态N-S方程的方法,对超声速阶段栅格翼翼身组合体在有攻角时的滚转阻尼特性进行了数值研究,并且与平板翼翼身组合体的滚转阻尼特性进行了比较.对平板翼翼身组合体的数值模拟结果与实验值的误差较小,该方法可作为研究复杂翼身组合体滚转阻尼特性的数值计算方法.计算结果显示在所研究的攻角范围内,栅格翼翼身组合体的滚转阻尼导数随马赫数的增加出现2次转折,Ma=2.5时出现严重的气流壅塞现象;滚转阻尼导数随攻角的增大而减小,背风面栅格翼受组合体分离流的影响较大.     

参数辨识技术在再入弹头自由滚转风洞试验中的应用

对再入弹头的小滚转气动力矩及小气动阻尼力矩的测量是其动态风洞试验的重点和难点.基于气浮轴承技术,设计了一套自由滚转风动试验系统,开展了带控制翼再入机动弹头的自由滚转风洞试验.建立了正弦函数形式的小滚转气动力矩模型.运用自适应的扩展卡尔曼滤波算法(adaptive EKF,AEKF)辨识气动参数.气动参数重构数据表明辨识结果的可信度较高.辨识结果显示,小滚转气动力矩随滚转角速度的降低而减小,滚转阻尼力矩随滚转角速度的降低而增大.     

非对称变弹翼高速导弹气动特性计算与分析

通过不对称旋转左右弹翼的后掠角实现弹翼的不对称变化,利用飞行器快速计算软件Missile Datcom计算不同条件下导弹的气动参数.基于气动数据分析了后掠角非对称变化对升力、阻力、俯仰力矩及滚转力矩等气动特性的影响.通过分析可知,弹翼的不对称变形可显著的改变滚转力矩系数,将不对称变形的弹翼作为辅助控制机构,控制导弹的滚转运动,提高滚转运动的准确性和快速性.     

参数辨识技术在再入弹头自由滚转风洞试验中的应用

对再入弹头的小滚转气动力矩及小气动阻尼力矩的测量是其动态风洞试验的重点和难点.基于气浮轴承技术,设计了一套自由滚转风动试验系统,开展了带控制翼再入机动弹头的自由滚转风洞试验.建立了正弦函数形式的小滚转气动力矩模型.运用自适应的扩展卡尔曼滤波算法(adaptive EKF,AEKF)辨识气动参数.气动参数重构数据表明辨识结果的可信度较高.辨识结果显示,小滚转气动力矩随滚转角速度的降低而减小,滚转阻尼力矩随滚转角速度的降低而增大.     

旋转尾翼鸭式布局导弹数值模拟

通过数值方法求解三维非定常N-S方程组,对旋转尾翼鸭式布局导弹绕流流场进行了数值模拟。研究了时间步长、旋转角速度对导弹气动特性的影响,并比较了与准定常计算结果的差异,重点分析了尾翼旋转的滚转控制特性。数值计算结果表明:尾翼旋转对纵向气动特性影响较小,对横向气动特性影响较大,滚转力矩随转速的增大而增大;尾翼旋转可以有效提高鸭式布局导弹的滚转控制能力。     

Computational and Experimental Investigation on Aerodynamic Characteristics of Terminally Sensitive Projectile with S-C Shaped Fins

The design of terminally sensitive projectile scanning platform requires a better understanding of its aerodynamic characteristics.The terminally sensitive projectile with S-C fins has a complex aerodynamic shape,which is constructed with small length to diameter ratio cylindrical body on which two low aspect ratio fins are installed.The study focuses on the effect of fin aspect ratio on the aerodynamic characteristics.Simulation was carried on based on computational fluid dynamics(CFD) method,and the pressure distribution characteristic,drag coefficient,lift coefficient and rolling moment coefficient varying with attack angle were obtained.A free flying experimental investigation focused on the kinetic aerodynamics was made.The results show that the fins provide sufficient drag to balance the terminally sensitive projectile weight to keep it flying at low and stable speed.The lift coefficient has a negative linear varying with attack angle.The rolling moment decrease with the increase in attack angle and the decrease in wing span area.     

Investigates on Aerodynamic Characteristics of Projectile with Triangular Cross Section

The aerodynamic characteristics of projectiles with triangular and circular cross sections are investigated respectively by use of free-flight experiment. Processed the experiment data, curves of flight velocity variation and nutation of both projectiles are obtained, based on the curves, their aerodynamic force and moment coefficients are found out by data fitting, and their aerodynamic performances are compared and analyzed. Results show that the projectile with triangular cross section has smaller resistance, higher lift-drag ratio, better static stability, higher stability capability and more excellent maneuverability than those of the projectile with circular cross section, therefore it can be used in the guided projectiles; under lower rotation speed, the triangular section projectile has greater Magnus moment leading to bigger projectile distribution.     

155mm固定翼双旋弹二维弹道修正引信的翼面转速特性及修正能力研究

二维弹道修正引信实现弹道修正的前提是对头部翼面部分转速进行控制。基于155 mm 固定翼双旋弹二维弹道修正引信平台,分别对双旋环境下弹体和翼面的转速特性进行了分析。建立翼面作用下双旋弹丸运动模型,采用计算流体力学软件对二维弹道修正引信进行数值模拟,计算得到了翼面各项气动力参数;通过对二维弹道修正滚转通道动力学方程展开分析,以弹丸和头部翼面部分转动惯量为基础,综合分析了翼面转动惯量、摩擦力矩、翼面滚转阻尼力矩和翼面导转力矩对全弹道转速、落点、横向偏差、攻角的影响;在转速控制基础上对155 mm 固定翼二维弹道修正引信修正能力进行了评估。研究结果表明：二维弹道修正引信导转翼面角度取5.0°~5.5°、修正翼面角度取8°~9°时可以满足控制所需的平衡转速和修正能力要求;双旋转速仿真结果可以反映弹道修正引信、精确制导组件等双旋弹丸的转速特性,为此类双旋弹丸翼面部分设计提供了理论依据。     

椭圆变截面弹体斜贯穿薄靶姿态偏转机理

随着新型武器平台的发展,具有良好平台适应性、高升阻比及隐身性能等特点的异形截面（椭圆形及变截面椭圆形）战斗部开始受到广泛关注。为探究椭圆变截面弹体斜贯穿薄靶机理与姿态偏转规律,对3种不同截面（圆形、椭圆形、变截面椭圆形）弹体斜贯穿双层945舰船薄钢板实验过程及结果进行整理与分析,根据椭圆变截面弹体贯穿过程、靶板破坏失效模式与弹体受力特征,将贯穿过程分为弹体头部压入阶段、弹体头部贯穿阶段、过渡阶段与弹身贯穿阶段。基于能量守恒、虚功原理分阶段分析弹体受力特征,建立弹体姿态偏转理论模型。通过对已有实验和数值模拟结果与理论模型所得结果进行对比,验证理论模型的可靠性。采用该理论模型着重讨论弹体撞击速度、初始倾角、质心位置、弹体翻滚角及椭圆截面长短轴之比等参数对椭圆变截面弹体姿态偏转的影响。结果表明：随着椭圆变截面弹体初始撞击速度的增加,弹体姿态偏转角度呈现指数型减小趋势;随着椭圆变截面弹体初始倾角的增大,弹体姿态偏转量增大;随着椭圆变截面弹体质心位置的后置,弹体姿态偏转角度增大;椭圆变截面弹体以不同的翻滚角撞击靶板时,弹体姿态偏转角度不同,γ_pt=0°较γ_pt=90°时弹体姿态偏转角度更大;当γ_pt=0°时,椭圆变截面弹体椭圆截面长短轴之比增大,弹体姿态偏转角度随之增大;当γ_pt=90°时,规律则相反。     

S-S双翼末敏弹气动外形优化设计

为获得S-S 型双翼末敏弹最佳尾翼气动外形,基于计算流体力学和正交试验方法,以S-S 型末敏弹模型的气动参数为源数据,对尾翼弯折面积和弯折角两因素组合进行优化设计,得到了此类型末敏弹尾翼参数对气动特性影响的主次关系,并提出了满足最大阻力系数和最大极阻尼力矩系数的末敏弹尾翼结构。结果表明:优化所得气动结构比优化前模型阻力系数提高7. 11%,极阻尼力矩系数提高15. 77%。高塔自由飞行试验结果显示:优化所得气动外形末敏弹落速为30. 0 m/ s,转速为11. 5 r/ s,下落过程中落速和转速及扫描角保持稳定,满足稳态扫描的要求。     

翼片结构参数对单翼末敏弹气动特性的影响

为了研究单翼末敏弹气动布局对其气动特性的影响规律,基于Fluent软件,详细研究了翼片长度、翼片宽度、翼端重物质量和翼片转角等参数对单翼末敏弹阻力系数、导转力矩系数和俯仰力矩系数的影响规律.结果表明,气动参数随翼片长度和宽度增大呈现线性增大趋势;翼端重物质量对气动参数影响微弱;翼片转角对气动参数影响较大,气动参数呈现抛物线形变化.     

基于改进粒子群算法的旋转弹气动系数快速辨识

为了准确、快速地辨识旋转弹主要气动系数,建立了一个基于改进粒子群算法的气动系数快速辨识模型。该辨识模型以四自由度修正质点弹道模型为基础,以最小标准欧几里德距离为辨识准则,利用弹丸自由飞行试验测得的速度和转速数据,可同时辨识出弹丸的零升阻力系数、升力系数导数、极阻尼力矩系数导数以及马格努斯力系数导数。利用某155 mm旋转弹仿真所得的弹道数据对提出的气动辨识模型进行验证。结果表明:与气动系数理论值相比,零升阻力系数、升力系数导数与极阻尼力矩系数辨识值的平均相对误差较小,当马赫数在0.8～1.25范围内马格努斯力系数导数相对误差约为30%～50%,但马赫数在1.25～2.7范围内其误差较大; 根据气动系数辨识值计算出的弹道数据与仿真弹道数据相比,射程在26 km时相差约为8 m,速度变化完全一致; 相比于标准粒子群算法,提出的改进粒子群算法具有更快的收敛速度。     

超音速单轨火箭滑橇气动特性数值模拟

基于三维粘性可压缩N-S方程以及k-ω湍流模型方程,分析了单火箭滑橇在超音速近地飞行时的气动特性.计算网格为三角形非结构网格和四边形结构网格组成的混合网格,采用有限体积法对微分方程进行离散,应用隐式耦合算法求解离散方程.数值模拟了速度及攻角变化对火箭滑橇气动特性的影响.结果表明,随着马赫数的增加,火箭弹头部表面压力升高;超音速飞行时,火箭弹头部产生激波;火箭滑橇阻力系数随着马赫数的增加,先增加后降低;在小的气动攻角条件下气动阻力和升力变化不大,而侧向力载荷随着气动功角的增加而增大.数值模拟结果为超音速单轨火箭滑橇设计提供了参考.     

某小口径旋转弹丸气动特性

为研究高速旋转弹丸的空气动力特性,对某小口径旋转弹丸气动特性进行研究。利用UG 建立某5.8 mm 小口径枪弹的3 维模型,导入Fluent 软件进行网格划分,数值模拟旋转弹丸的气动特性,对比研究不同马赫数下旋 转弹丸的表面绕流流场,系统分析高速旋转弹丸在不同攻角、不同马赫数下气动特性的变化规律。该研究结果对高 速旋转弹丸的气动力设计具有一定的参考价值。