尾翼剖面形状对斜背式轿车气动特性影响的研究

该文以简化的斜背式轿车模型为研究对象, 以商用计算流体力学软件STAR-CD为工具, 利用移动边界条件进行三维数值模拟, 计算了加装尾翼前和加装不同剖面形状的尾翼后的车身阻力系数和升力系数, 并通过与试验结果的对比, 验证了数值计算结果的正确性. 计算结果表明, 尾翼的加装可以改善尾流结构, 而选择合理的尾翼剖面形状, 则能使得气动特性得到最佳改善效果.     

尾翼板对轮式两栖车辆航行阻力特性影响的研究

针对某轮式两栖车辆,采用k-ω湍流模型和Level Set多相流处理方法对两栖车体绕流场进行数值模拟.通过与试验结果的对比,验证了数值方法的可行性,并对比了基础车型与加装尾翼板和防浪板的车型在不同工况下的航行阻力特性.研究结果表明：对于轮式两栖车辆,尾翼板减阻与Fr密切相关.当Fr＜2.087时,加装尾翼板能够起到较好的减阻效果;当Fr＞2.087时,加装尾翼板反而起到增阻作用,此时需收起尾翼板.     

形成尾翼爆炸成型弹丸的一种新方法

提出了形成尾翼爆炸成型弹丸的一种新方法,并用数值模拟手段验证了该方法。建立了数值计算模型,以正六边形罩 EFP 装药结构为例,展示了正多边形罩形成尾翼爆炸成型弹丸的过程。利用数值计算的结果分析了正多边形罩形成尾翼弹丸的机理。数值模拟结果及其分析表明:文中提出的方法可用于形成尾翼爆炸成型弹丸,且弹丸性能较优。     

某低空低速飞行器气动特性计算

为研究不同弹头和尾翼形状对飞行器阻力大小和稳定性的影响,用CFD数值模拟方法,采用完全结构化网格,以三维N-S方程为出发方程,采用S-A-方程湍流模型,对6种不同弹头尾翼形状及尾翼片数和厚度的某低空飞行器的气动外形进行数值模拟,并对计算结果进行了比较分析.结果表明,采用卡门曲线的战斗部气动外形和合适尺寸的梯形尾翼对该飞行装置减小阻力和提高静稳定性有利,可为外形优化设计提供依据.     

固定鸭舵双旋火箭弹超声速侧向气动特性

为研究加装了固定鸭舵修正组件的双旋火箭弹的气动特性,采用ANSYS Fluent软件计算弹体周围流场,采用滑移网格方法模拟弹箭旋转运动,在验证数值方法的基础上,对超声速下无鸭舵、鸭舵修正组件不旋和鸭舵修正组件反旋3种状态的双旋火箭弹进行数值模拟,重点分析了鸭舵修正组件对全弹和部件侧向力的影响。计算结果表明:加装鸭舵修正组件后,全弹阻力系数和法向力系数增加,侧向力系数随攻角大幅增加; 弹体侧向力受鸭舵的影响最大,也是全弹侧向力的主要组成部分,尾翼次之,修正组件产生的侧向力最小; 加装修正组件后,鸭舵尾涡与弹体体涡相互干扰是弹体和尾翼侧向力增加的主要原因。     

非对称外壳形成倾斜尾翼EFP的数值模拟

对非对称外壳形成倾斜尾翼EFP进行了数值模拟。通过利用LS-DYNA软件和流固耦合方法,对所设计的采用非对称变壁厚外壳的药型罩的成型过程进行数值计算,并与对称外壳进行了比较,分析了直尾翼和倾斜尾翼形成过程的异同。数值模拟结果表明,非对称外壳可以形成倾斜尾翼EFP,倾斜尾翼可以为弹丸提供导转力矩,使EFP在飞行中旋转,从而改善飞行稳定性并提高着靶精度。     

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%.     

某火箭弹尾翼展开过程分析

针对火箭弹飞行过程中的尾翼展开强度问题,以某火箭弹尾翼为对象,通过尾翼展开过程的理论分析,建立了尾翼展开分析模型,分析了尾翼展开过程中展开角和转速随时间的变化关系以及所受外载荷情况.基于分析所得载荷条件,采用数值模拟方式分析了两种不同结构尾翼展开过程中与尾翼座形成冲击时的应力响应情况.通过外弹道飞行试验对分析结果进行了验证.结果表明,分析结果与试验结果具有较好的一致性.     

尾翼稳定脱壳穿甲弹发射过程振动分析

根据尾翼稳定脱壳穿甲弹的几何形状特点 ,建立了尾翼稳定脱壳穿甲弹三维振动分析有限元计算模型 .计算分析了某工程尾翼稳定脱壳穿甲弹的振动固有频率特性 ,得到了各阶振动的固有频率及相应振型 ;数值模拟了弹丸系统在共振条件下的振动响应 ;讨论分析了尾翼稳定脱壳穿甲弹振动特性对弹丸系统发射安全性的影响 ,为尾翼稳定脱壳穿甲弹的设计和事故分析提供一种工程方法     

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。     

一种大展弦比重叠式可折叠弹翼组件气动布局应用研究

以一种大展弦比“重叠式”可折叠弹翼组件为研究对象,采用数值模拟与风洞试验相结合的方法,分析了该弹翼组件气动布局在小型化滑翔型制导航空弹药中的应用,对弹翼组件的外形参数进行了优化设计。通过三自由度弹道仿真计算验证了该弹翼组件气动布局的气动特性及滑翔性能。研究结果表明:这种“重叠式”可折叠弹翼组件气动布局可以大幅度减小折叠弹翼在收拢状态下的外形尺寸; 在同样的弹体结构和尺寸包络限制下,弹翼弦长可达到传统面对称平直弹翼的2倍,有效增大了升力面面积,实现了在外形尺寸限制下的高升阻比气动布局; 该弹翼组件在结构上更为简洁紧凑,解决了传统的对折式弹翼形式在小型化制导弹药上应用所面临的结构效率和气动增益受限的问题。     

行李架形状对直背式轿车外流场影响的研究

以简化的直背式轿车模型为研究对象，以商用计算流体力学软件STAR-CD为工具，利用移动边界条件进行三维数值模拟，计算了加装行李架前后的轿车在不同车速下的车身气动阻力系数和升力系数，并通过与试验结果的对比，验证了数值计算结果的正确性．计算结果表明，不同剖面形状的行李架对直背式轿车外流场有不同程度的影响．研究结果为合理选择行李架的剖面形状，改善轿车的气动特性提供了依据．     

大展弦比轴对称气动布局应用研究

以大展弦比轴对称气动布局为研究对象,通过数学仿真计算和风洞试验得到大展弦比轴对称气动布局的升阻力特性和弹翼受力情况。考虑到弹翼在气动载荷作用下会产生上翻现象,分析了弹翼上翻5°和10°时对全弹升阻力的影响。针对大展弦比气动布局采用折叠式弹翼组件的特点,分析了弹翼展开机构不同步对全弹气动特性的影响。结果表明,弹翼上翻对升力影响较大,对阻力影响可以忽略;弹翼展开不同步对全弹气动特性影响较小。根据小型无人机载弹作战任务,提出了大展弦比轴对称气动布局在无人机弹药上使用的建议。     

边条式前翼的制导航弹气动特性

针对四片边条式矩形前翼与弹翼、尾舵形成的＂×-×-×＂和＂＋-×-×＂配置的2种气动布局的制导航弹,应用数值方法对绕流流场进行了模拟,并依据数值计算结果从升阻特性和纵向静稳定性两方进行初步探讨,得出了＂×-×-×＂和＂＋-×-×＂2种气动布局下制导航弹的气动差异。     

不同后掠形式栅格翼气动特性的研究

栅格翼是一种较之传统翼具有诸多优点的新型的多面翼,但是栅格翼的主要缺点是阻力大。前期研究表明,栅格翼后掠能有效减小阻力。文中基于此对不同后掠形式的栅格翼进行了数值模拟。结果表明,在超声速阶段前缘后掠削尖模型能更有效的减小阻力;升力方面,在不同的马赫数范围,前缘后掠、前缘后掠削尖及整体后掠基础上的前缘后掠都有较好的升力特性;总体来讲,在文中前缘后掠削尖模型的升阻比最大,表现出最好的气动特性。     

斜背式轿车气动特性和三维分离流的研究

用商用计算流体力学软件STAR—CD对斜背式轿车的外部流场进行了三维数值模拟,计算了在不同车速下的车身阻力和升力,并通过与试验结果的对比,验证了数值计算结果的正确性,同时还根据计算数据绘制了车身周围分离流的三维空间流线,较清楚地显示出车身后部尾涡的演变情况和流动的三维空间结构.     

小直径制导炸弹翼片的流固耦合仿真分析

为研究小型制导炸弹的翼片变形对气动特性的影响,采用双向流固耦合方法计算一种三弹翼气动布局的制导炸弹在柔性翼时的气动参数及气动变形,利用 FLUENT 计算其在刚性翼时的气动参数。仿真结果表明：2种翼片的制导炸弹升力系数、阻力系数及升阻比随攻角和速度变化的趋势相同;柔性翼的制导炸弹升力系数与升阻比都大于刚性翼,阻力系数小于刚性翼,最大变形量与攻角成线性关系。采用柔性翼的制导炸弹气动特性优于刚性翼。     

尾涡特性对轿车气动阻力影响的研究

该文用商用CFD软件STAR—CD对两种典型轿车车型的外部流场进行了数值模拟,通过绕车身的三维空间流线以及车身后部的速度矢量图,较清楚地显示了轿车后部尾涡的形成及演变过程,揭示了尾涡特性对空气阻力的影响,研究结果对改进车型,减小尾涡,降低空气阻力有一定的指导作用.并通过与试验结果的对比,对计算结果进行了验证.     

弹带对高速旋转弹丸气动特性影响的数值模拟

为了研究弹带对高速旋转弹丸气动特性的影响,采用2阶Roe差分格式求解三维Navier-Stokes方程,湍流模型为SST k-ω模型。采用滑移网格技术处理弹体旋转引起的运动边界。以文献[6]进行风洞实验的155 mm无弹带弹丸为算例,数值计算结果与风洞实验数据吻合良好。分别对含弹带与无弹带弹丸在不同来流马赫数与攻角条件下的绕流场开展数值模拟,得到二者流场结构图谱及气动特性差异。分析结果表明:两种弹丸计算模型在弹带之前的压力分布基本一致,但弹带将诱导弹丸气动阻力面积增大,阻力系数有一定程度的升高,而且在弹带之后二者的压力分布差异较大;弹带因素对旋转弹丸气动特性的影响不可忽略。