格栅舵减阻技术的实验研究

为研究各种减小格栅舵阻力的技术制订了风洞实验方案。实验了六种不同构形的格栅舵，以确定横截面形状和栅板厚度。四片舵安装在旋成体后端附近的四个独立的天平上，实验参数包括：α＝８－２０°，δ＝０°，１０°，２０Ｍ＝０．５－２．５，在全部实验马赫烽范围内获得的结果表明：横截面形状和栅板厚度对格栅舵阻力特性具有明显的影响。但对于格栅舵法向力和绞锭力矩特性来说，这些设计参数的影响是小量。从本文所揭示的结果来看     

一种异形卷弧翼弹气动特性的数值模拟

采用CFD方法计算了一种异形卷弧翼弹的气动特性，得出了轴向力系数、法向力系数、横向力系数、滚动力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数曲线，所计算的系数可以用于弹的外形结构设计和弹道仿真。     

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。     

导弹底阻预测

为预测导弹底阻，研究了新的模型，在ＮＡＳＡ兰利研究中心的连续风洞中进行了吹风试验，取得了新的风洞数据。试验条件是：Ｍａ＝２－４．５，α≤１６°，δ≤２０°，尾翼相对厚度比为０．０５－０．１５，尾翼位置与弹身底部平齐或到底部上游两倍弦长处，利用新模型所得试验值和以前的试验值一道作为上述主量和弹身尾部形状的函数，并计及发动机工作或不工作的影响来估算导弹底阻。     

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.     

尾翼式脱壳穿甲弹气动特性的一个计算方法

以二次激波膨胀波方法和源汇叠加解析解为主要方法，并汇集了一些其它计算方法，编制了一套计算超音速弹-翼组合体气动特性的计算方法。计算结果与风洞实验数据比较表明，轴向力系数相对误差在5%以内；法向力系数导数及俯仰力矩系数导数最大不超过15%，本方法计算的弹形范围较广，计算速度快，并具有合理的计算精度。特别对于板式尾翼的脱壳穿甲弹气动特性工程预测结果较好。     

金属厚靶的超高速碰撞开坑实验

介绍了对高速球形弹丸撞击金属厚靶的开坑现象所进行的实验研究。最高弹速为７．５ｋｍ／ｓ；弹靶材料有７种组合：硬铝打硬铝，钢打钢，黄铜打黄铜，钢打硬铝，硬铝打钢，钢打纯铜和硬铝打铅。用量纲分析归纳前６种（即铅靶除外）情况，得到坑深Ｐ和弹径Ｄｐ之比值的经验关系是 Ｐ／Ｄｐ＝０．２７４（Ｐｐ／Ｐｔ）＾０．７２５（ｖ／√Ｙｔ／Ｐｔ）＾２／３其中ｖ是弹速，Ｐｐ和Ｐｔ是弹和靶的材料密度，Ｙｔ是靶板材料的动态屈用     

格栅翼的气动特性研究评述

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．     

巡飞弹柔性弹翼气动特性研究

为了分析柔性弹翼的气动特性,采用气动仿真软件分析了不同弹翼翼型的升阻比特性,获得了弹翼表面鼓包和弯曲变形对巡飞弹飞行气动特性的影响规律,采用模型飞行技术对柔性弹翼进行了试飞测试验证,结果表明柔性弹翼表面鼓包使得其阻力系数约增加5%,一定的挠度使得其升力系数相比于无弯曲变形时大幅提高。通过创新性地给弹翼增加光滑蒙皮进行整形,有助于负载能力和飞行质量的提升。     

格栅翼的气动特性研究评术

格栅翼是一种新型舵翼，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。