燃气舵的气动设计

本文介绍了燃气舵的气动设计方法,包括燃气舵气动设计的内容和要求,舵面设计的依据、舵面安装位置的确定、舵面参数的选择、舵面转轴位置的确定以及舵面气动特性的估算和试验。文中根据实践经验提出的燃气舵气动设计原则和参数选择范围,可直接应用于各种战术导弹燃气舵的气动设计。     

空空导弹燃气舵气动设计技术综述

介绍了空空导弹固体火箭发动机燃气舵气动设计过程中的有关技术问题,包括总体指标,限制条件,气动设计目标。详细分析了喷流流场的各种特性:不均匀性、瞬间性、扰动波系、高温和粒子流等。论述了燃气舵面外形设计中的有关问题:平面形状、剖面形状、舵轴确定、舵体安放、护板设计及舵面烧蚀等。     

超声速导弹燃气舵系统设计研究

以超声速导弹为对象，初步研究了燃气舵系统的设计．分析了燃气舵的气动布局以及在喷管上的安装位置对舵面效率的影响．在此基础上，结合助推器的性能参数，借助工程方法，对燃气舵的气动外形进行了设计．     

燃气舵推力矢量控制技术在反坦克导弹上的应用

为了提高反坦克导弹的过载能力,对燃气舵推力矢量控制进行了研究。通过理论分析法及数学仿真计算,分析了燃气舵的引入对弹体特性的影响。结果表明燃气舵能够有效提高弹体的控制能力和快速性,但会引起大攻角,同时还需考虑推力损耗和舵混合原则设计问题。研究结果为气动/燃气舵复合控制系统设计提供依据。     

多面体网格在推力矢量燃气舵气动特性计算中的应用

为考察多面体网格在燃气舵气动特性计算中的有效性,将多面体网格技术应用于推力矢量燃气舵的流场仿真计算中。计算了由多面体网格建立多个三维模型的气动特性,包括燃气舵单舵在不同舵偏角下的气动特性,以及4片舵片同时存在时的气动特性。将由多面体网格计算得到的气动数据与四面体网格计算得到的气动数据进行对比,结果表明,虽然由四面体网格转换得到的多面体网格对燃气舵周围的激波捕捉能力略逊色于四面体网格,但却能够大幅度减少网格数量,能用更少的网格数量、更少的计算机内存和更短的计算时长得到几近相同精度的计算结果。     

超声速导弹燃气舵系统设计研究

以超声速导弹为对象,初步研究了燃气舵系统的设计.分析了燃气舵的气动布局以及在喷管上的安装位置对舵面效率的影响.在此基础上,结合助推器的性能参数,借助工程方法,对燃气舵的气动外形进行了设计.     

推力矢量燃气舵在空空导弹上的应用研究

从气动角度,依据研究模型,运用典型条件,使用定性定量的方法对推力矢量燃气舵对导弹大攻角转弯和控制特性产生的影响进行了分析研究,指出推力矢量燃气舵控制对导弹的转弯速率贡献很大,燃气舵对超大攻角下的纵向控制和滚转控制等性能起着重要或决定性作用,以及在不同飞行条件和攻角下燃气舵对操纵力矩系数的贡献。根据对滚转控制的分析,指出了空空导弹选用燃气舵进行推力矢量控制的重要因素,及燃气舵对导弹性能带来的其他影响。     

推力矢量燃气舵特性的机理分析

为了研究燃气舵气动特性的形成机理,采用N-S方程模拟了推力矢量燃气舵表面压力分布,得到了不同舵偏角下燃气舵周围压力的变化曲线,分析了燃气舵表面不同位置压力的大小.结果表明,舵偏角的变化对燃气舵背风面的压力影响不大;随着舵偏角的增大,燃气舵迎风面的压力变化很大;在升力贡献方面,靠近根部区域大于梢部,最大厚度处上游区域大于下游.     

燃气舵气动特性的机理分析

运用工程算法对燃气舵的气动外形进行设计,借助数值模拟方法并采用结构网格和边界层处理技术对已设计的燃气舵进行了单舵片的三维纯气相、无粘、层流绕流情况进行仿真。得到了燃气舵在不同舵偏角下的绕流情况和特点,模拟了燃气舵表面的压力分布,绘制了舵片在不同舵偏角下受到的阻力与升力随时间的变化曲线,给出了压心位置与铰链力矩的变化情况,并对计算结果进行分析。     

浅述燃气舵气动测力试验方法

在燃气舵的气动外形设计过程中,燃气舵气动测力试验非常重要。测力试验方法可分为三种:风洞冷喷流测力试验,热喷流和发动机点火测力试验,发动机试车台测力试验。三种试验各有特点,互为补充,文中详细叙述了三种试验的各自特点、试验方法、相似率、数据处理等技术问题。     

鸭式布局大翼面火箭弹气动特性研究

具有较大翼面的鸭式布局平飞火箭弹,在对火箭弹结构设计时,既要保证其在大马赫数范围内飞行具有较大的升阻比满足平飞要求,又要满足滚转控制能力的要求.针对这个问题,采用数值流体力学分析手段,运用fluent软件仿真分析了在差动舵偏角δ=20°时翼面不同后掠角对火箭弹气动特性的影响.仿真结果表明:在舵偏角和攻角同时作用下,翼面后掠角χ=50°时火箭弹升阻比较大,滚转控制能力也最好.     

头部和尾舵布局对弹箭俯仰气动特性影响

采用数值模拟的方法并经过风洞实验验证分析了超音速下无翼式布局火箭弹模型俯仰气动特性随头部形状和尾舵面积的变化规律,得出在头部长细比固定不变的条件下选用单锥型弹头较双锥形弹头有更好的稳定性;选用面积大的尾舵具有更好的法向过载和稳定性;为无翼式布局弹箭气动设计提供了依据.     

钨渗铜燃气舵化学烧蚀计算

固体火箭发动机燃气舵的烧蚀主要包括 Al2 O3颗粒冲刷、化学烧蚀,采用商业软件 FLUENT 对某型号的固体火箭发动机尾流场和钨渗铜燃气舵的流场进行模拟,通过气固双向耦合计算稳态和瞬态的燃气舵的内部温度场分布和变化过程;编写插入 UDF 函数计算燃气舵与高温气流发生反应造成的化学烧蚀,计算燃气舵的化学烧蚀量。     

微小型旋翼无人机总体设计与实现

主要讨论了一种微小型旋翼无人机的设计、制造与试飞验证。在研究涵道风扇式与"单旋翼+气动面"布局的微小型旋翼无人机特点的基础上,提出了微小型旋翼无人机总体设计方案。利用计算流体力学软件Fluent完成了该微型无人机气动面的设计;利用微机电系统惯性测量组件以及地面控制系统完成了该无人机的控制系统设计。微小型旋翼无人机完成了系绳试飞和自由试飞。证明了该微型无人机具有自主悬停能力,并且验证了设计方案的正确性和合理性。     

固体火箭发动机燃气舵推力损失的数值分析与测试

燃气舵是实现推力矢量控制(TVC)的一种方式,但在固体火箭发动机(SRM)尾流工作中的燃气舵不可避免的造成一定程度的推力损失,导致发动机性能下降和导弹射程减小.受发动机推力个体差异和量值小限制,给准确测试和评估推力损失数据带来困难.通过数值仿真方法,五分量天平和六分力测力试验,建立了一套相对实用的测试和分析方法,得到了较为精确的推力损失数据,为燃气舵和导弹总体设计提供了依据.     

简控火箭弹舵翼气动干扰特性研究

为了研究固定鸭舵简控火箭弹舵翼气动干扰特性,在验证数值方法适用性和可靠性的基础上,采用数值模拟方法对该弹气动特性进行仿真分析。计算得到不同弹长和不同舵翼相对夹角(鸭舵组件反旋角)工况下由鸭舵和尾翼产生的空气动力参数,仿真获得火箭弹外流场压力分布。研究分析了弹体长径比和舵翼相对夹角对鸭舵和尾翼气动特性的影响规律。结果表明:鸭舵与尾翼之间的气动干扰受弹体长径比影响,当弹体长径比达到一定数值时鸭舵对尾翼的气动干扰消失,且这种舵翼气动干扰特性对不同舵翼相对夹角情况同样适用; 研究结果可用于简化固定鸭舵火箭弹气动特性的研究方法,提高火箭弹气动外形设计效率。     

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%.     

带燃气舵的固体火箭发动机尾流仿真

燃气舵的扰动使得固体火箭发动机高度欠膨胀的尾流场显得更加复杂。文中采用数值仿真计算的方法对比研究了不同高度下相同自由来流马赫数时的带燃气舵发动机尾流场的特性。得到存在燃气舵扰动时固体火箭发动机高度欠膨胀尾流场的轴向截面呈十字状;并且随着高度的增加尾流场膨胀程度增加,温度边界向外扩展;同时得到尾流场的长度约为200倍的发动机喷管出口直径。     

CZ-2E火箭高空风弹道修正

高空风引起的气流攻角对火箭飞行中的气动载荷和飞行环境有较大的影响，这种影响有时可造成火箭飞行失败。为尽可能地改善火箭的飞行条件，在弹道考虑上，可采用降低飞行中气流攻角的弹道设计方案－以高空弹弹道修正法来降低飞行中的气流攻角，主要介绍高空风弹道修正的原理和方法方法以及相关的计算模型。