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1.
双翼型无伞末敏弹稳态扫描运动数学模型 总被引:2,自引:0,他引:2
双翼型无伞末敏弹的运动过程存在强非线性、大攻角、有奇异点等现象,用欧拉角方程描述双翼型无伞末敏弹的角运动学方程时可能会出现奇异点而导致退化,针对此问题,采用四元数表示双翼型无伞末敏弹的欧拉角和欧拉方程,建立了其稳态扫描运动的数学模型,并对稳态扫描运动进行了数值计算.结果表明,基于四元数法的弹道数学模型能够正确地反映双翼型无伞末敏弹的稳态扫描运动规律,形成所需要的扫描运动轨迹,在计算过程中不会出现奇点而发散,该动力学模型可以用于无伞末敏弹大幅度姿态运动的总体设计等研究中. 相似文献
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为寻求SC型双翼末敏弹实现稳态扫描的最佳气动外形,运用计算流体力学方法建立了SC型末敏弹的气动特性仿真模型,基于正交试验法对SC型尾翼末敏弹的翼片结构参数进行了优化设计。分析了尾翼面积、弯折角对SC型末敏弹气动特性的影响规律,得到了尾翼参数对双翼末敏弹阻力系数和极转动力矩系数影响的主次关系。在此基础上分析得到一种可以同时满足大阻力系数和大极转动力矩系数的末敏弹气动外形结构。优化结果显示,优化模型阻力系数较优化前增加5.14%,极转动力矩系数增加4.53%,高塔试验表明优化模型双翼末敏弹能在下落过程中保持稳定。研究方法和结果可为双翼末敏弹的气动布局和优化设计提供参考。 相似文献
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弹丸旋转时,空气动力非对称会对弹丸的角运动产生周期性的强迫干扰,在一定条件下,可以形成弹丸纵轴相对于速度矢量成一定角度的旋转运动,这种旋转运动可用于实现无伞末敏弹的稳态扫描。在考虑弹丸所受非对称空气动力与其他力和力矩的前提下,建立了弹丸的运动微分方程,推导出了复数形式的攻角方程。以攻角方程为基础,探讨了弹丸形成稳定旋转共振状态的条件。针对某空气动力非对称弹丸进行了仿真计算,结果表明:空气动力非对称弹丸在一定条件下可以形成旋转共振运动,为无伞末敏弹的气动设计提供了理论参考。 相似文献
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S-S双翼末敏弹气动外形优化设计 总被引:6,自引:5,他引:1
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。 相似文献
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无伞末敏弹的稳定尾翼在母弹开舱前包裹于子弹外壁,因威力要求,子弹直径需要尽可能大,导致稳定尾翼的厚度较小,而末敏子弹下落速度较快,尾翼极易在空气动力的作用下发生挠曲变形。为深入分析尾翼结构参数对末敏弹气动特性及尾翼挠曲变形的影响规律,采用双向流体-固体耦合方法对S-S型旋翼末敏弹进行分析。研究结果显示:末敏弹阻力系数随弯折角α21的增大呈递增趋势,而随其余3个弯折角的增大呈递减趋势;转动力矩系数随4个弯折角的增大均呈递增趋势,随4个弯折比的增大均呈现准线性递增趋势,随两翼长宽比的增大呈递减趋势。高塔自由飞行试验结果表明,末敏弹阻力系数和转动力矩系数的仿真误差分别不超过7.8%和6.1%,证明了双向流体-固体耦合方法分析无伞末敏弹气动特性的可行性与正确性。 相似文献
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为认清无伞末敏弹翼片安装角对其稳态扫描作战指标,如扫描角、扫描速率、扫描范围等的影响,通过四元数方法,建立了无伞双翼末敏弹的运动方程,对其稳态扫描阶段进行了数值仿真与分析。结果表明:相比于传统的欧拉法,四元数方法可避免数值仿真的退化,优化稳态扫描仿真结果;末敏弹翼片的安装角对扫描角、扫描速率、扫描间距有着重要影响;随着安装角的增大,扫描角和扫描间距逐渐增大,当扫描角过大时,末敏弹将出现失稳现象。该文研究有助于认清末敏弹的稳态扫描原理,对今后的工程试验具有重要的指导意义。 相似文献
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末敏弹刚柔二体相互作用力学模型探讨 总被引:1,自引:0,他引:1
讲述了在建立带伞末敏弹的运动方程时考虑柔性伞与刚性弹之间相互作用的方法,这是建立带伞末敏弹运动方程的关键。把降落伞与弹之间的相互作用当作刚体对刚体的处理方法将会导致所建立的方程计算失败。 相似文献