火箭弹折叠尾翼的质量优化设计

火箭弹作为一种飞行武器,弹体应具有良好的气动性能.弹翼作为火箭弹结构的重要部分,可以产生飞行升力和对弹体的操纵力,并能加强弹体飞行的稳定性.火箭弹尾翼的质量与其飞行性能相关,此以火箭弹尾翼的质量为优化目标,进行尾翼的轻量化设计.根据火箭弹飞行的空气动力学要求,在尾翼面积不变的条件下以尾翼翼根厚度和展向厚度变化量作为设计变量,以翼面受气动载荷时的最大挠度和翼面展开时间为约束变量.通过理论分析和数值计算,给出了设计变量的设计可行域,得到了尾翼质量的优化设计结果,其优化后质量比优化前减少41%.     

卷弧翼火箭弹高原使用稳定性分析

针对某型火箭弹高原使用时弹道失稳现象,文中根据飞行试验实测结果与理论计算对比,分析了火箭弹静、动稳定性影响因子,研究指出了卷弧翼的马格努斯效应是影响火箭弹高原飞行失稳的主要原因,并提出了火箭弹的直尾翼改型设计方案。计算结果表明,改型设计的直尾翼的马格努斯效应比卷弧翼降低80%左右,经试验验证,直尾翼火箭弹满足高原飞行稳定性需求。     

火箭弹尾翼强度研究

尾翼有足够强度是保证火箭外弹道稳定飞行的重要条件，本文建立了火箭弹尾翼应力的有限元计算模型，进行了尾翼受载后应力场的有限元计算，同时完成了尾翼根部应力测试，试验结果与计算结果有良好的一致性。本文还就尾翼支耳受力不一致地尾翼强度的影响进行了试验分析。     

尾翼展开的同步性对飞行姿态影响分析

针对某型导弹尾翼展开过程对飞行姿态的影响进行了细致地分析，并通过飞行试验数据对分析方法加以验证；最后论证了尾翼展开的不同步性会影响导弹的飞行姿态。     

3 种翼型火箭弹气动特性数值研究

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。     

基于iSIGHT卷弧尾翼结构优化设计研究

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.     

尾翼稳定火箭弹高原姿态运动规律研究

在分析高原环境对火箭弹弹道特性影响的基础上,建立了火箭弹姿态运动微分方程,对火箭弹高原姿态运动规律进行了理论分析。结合平原、高原姿态试验测试数据的分析验证,确定了尾翼稳定火箭弹高原姿态运动规律及其成因。试验结果表明,由于高原空气密度大幅降低,马格努斯力矩的作用效果增大,在大射角射击时,火箭弹在主动段结束后摆动角快速增大,并保持在大攻角作锥摆运动。为建立高原弹道模型,掌握高原弹道飞行规律,提高武器装备高原射击精度提供了理论参考。     

有头部偏角的尾翼火箭弹气动性能数值计算

运用通用流体计算软件CFX对有头部偏角的尾翼火箭弹气动特性进行了数值计算.计算了不同头部偏角和弹体攻角姿态时,在不同马赫数下火箭弹所受的空气动力,分析表明超音速飞行时抛物外形大长径比弹头相对弹体有一定转角时能产生较大的控制力和力矩.文中的计算分析可为发展弹道修正制导火箭弹提供理论基础.     

弹头可偏转火箭弹外弹道特性研究

为了研究弹头偏转角对弹箭外弹道的影响,进行了弹头可偏转火箭弹的气动特性和弹道特性研究.首先利用流体力学软件对不同弹头偏转角的弹箭模型在不同马赫数飞行的情况进行绕流流场数值模拟,获得各弹箭模型的气动力参数,然后通过六自由度弹道模型对弹头可偏转火箭弹的外弹道进行数值计算,并进行典型试验验证.试验结果与仿真结果吻合良好,弹头偏转角可以提供有效的弹箭落点横向偏移距离,研究结果可为自适应智能弹箭的研制与工程应用提供理论与技术支持.     

鸭式布局制导火箭弹气动特性数值计算

为分析气动外形对鸭式布局制导火箭弹气动特性的影响,设计了两种具有不同尾翼的制导火箭弹模型,以三维Navier-Stokes方程为控制方程,采用结构网格、k-ε模型对制导火箭弹的绕流场进行了数值模拟,得到了两种结构方案下制导火箭弹的气动特性参数.研究结果表明,相较于6片尾翼设计方案,采用4片尾翼设计方案的制导火箭弹具有更大的升阻比,且静稳定性更好.