某弹箭转速-攻角闭锁数值仿真及分析

为了研究转速-攻角闭锁现象的机理和规律,利用滚转角诱导侧向力矩可引起转速-攻角闭锁这一条件,建立了可描述旋转对称弹箭转速-攻角闭锁的动力学模型,并以某弹箭为例进行了数值仿真。研究了初始转速、初始总攻角、初始总攻角方向角以及其他不同参数对转速-攻角闭锁稳态值的影响。仿真结果表明,在相同参数条件下,转速-攻角闭锁状态的稳态值由初始条件决定; 当在某参数条件下存在大小相等方向相反的2个稳态转速时,稳态转速会因初始条件的差异而稳定到不同方向,但稳态转速和初始转速方向相同的几率远大于两者相反的几率; 在各种参数的共同作用下,为使弹箭运动收敛到稳定的闭锁状态,必须对弹箭气动参数进行合理设计。     

旋转体制下鸭式布局弹箭正弦打舵气动特性分析

为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律; 采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论:鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。     

高速箭弹滚转气动特性

为提高尾翼弹射击精度,对高速箭弹滚转气动特性进行研究。建立火箭弹简化模型,对不同翼片斜置角 的火箭弹进行数值模拟,采用有限体积法对空间进行离散,通过多参考系模型模拟火箭弹的定常旋转,得出火箭弹 的滚转阻尼力矩导数和平衡转速,并分别对有、无旋转条件下的气动特性进行分析。计算结果表明：火箭弹升力系 数随攻角的增大而增大,随翼片斜置角的增大变化不大;滚转阻尼力矩导数在高空时会骤减,平衡转速随着马赫数 的增大而增大。     

非对称×形折叠翼巡飞弹气动特性数值研究

为了研究非对称×形折叠翼巡飞弹的气动特性,在保证弹径、弹长、舵翼的弦长和暴露展长相同的情况下,分别开展了对称×形折叠翼气动布局与非对称×形折叠翼气动布局巡飞弹气动特性的数值模拟,对比了两者侧向力系数、滚转力矩系数、升力系数以及阻力系数,发现与×形翼气动布局相比,非对称×形折叠翼气动布局产生了侧向力与滚转力矩。进一步分析了非对称×形折叠翼气动布局产生侧向力与滚转力矩的原因。结果表明:在亚音速条件下,非对称×形折叠翼气动布局的升力系数与阻力系数随着攻角和马赫数的增大而增大; 非对称×形折叠翼气动布局由于舵翼沿着弹身是非对称布置的,导致了非对称的气动干扰,从而产生了侧向力和滚转力矩。非对称×形折叠翼气动布局的侧向力系数随着马赫数的增大而增大,随着攻角的增大呈现先增大后减小再增大的趋势,滚转力矩系数随着攻角和马赫数的变化较为复杂。     

尾翼稳定火箭弹高空气动力与弹道特性研究

针对新型弹箭的射程增大和飞行空域的大幅度提高,文中研究了尾翼稳定弹箭的主要气动力特性随海拔高度增大的变化规律以及对飞行弹道特性的影响。结果表明,随海拔高度增大阻力系数增大及压心系数减小对弹道特性的影响应该引起重视,在飞行弹道高度大于30km的远程弹箭飞行动力设计和弹道仿真计算中应该考虑空气动力系数随高度的变化。     

火箭弹锥形运动稳定性分析

根据滚转火箭弹的动力学方程，给出了在弹体坐标系下无控低速滚转火箭弹在被动飞行段的锥形运动方程组。对方程进行线性化，采用里雅谱诺夫一级近似方法，得出其系统稳定性方程。由Hurwitz判别准则，找出，删向力矩对系统稳定性的影响。结合实际算例验证侧向力矩对火箭弹锥形运动的影响并通过仿真得到临界转速和临界锥角。     

低速旋转尾翼式弹箭气动特性数值研究

为了研究低速旋转对尾翼式弹箭气动特性的影响,采用三维非定常N-S方程并结合滑移网格技术,在小攻角和全马赫数下,对某尾翼弹在低转速状态下的绕流流场进行了数值模拟。以美国陆-海军动导数计算标模验证该文算法的有效性。结果表明该方法有较高的精确度。由不同马赫数、转速和滚转角条件下的计算结果发现:纵向气动特性(即升力、阻力、俯仰力矩)不随转速而变化,平均滚转力矩系数和转速为定比例关系,平均马格努斯力系数随转速呈非线性变化,瞬时马格努斯力系数随滚转角呈正弦变化。     

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.     

一种弱气动弹/箭滚转控制方法

针对弱气动弹/箭滚转通道采用直接力控制执行机构结构复杂、成本高、可靠性低等缺点,基于动量矩定理提出了一种可用于低速飞行,稀薄大气环境弱气动弹/箭的滚转控制方法,通过理论推导和控制器设计,分析了干扰力矩与旋翼舵机最终转速的关系以及影响控制系统响应速度的因素,最后给出了合理的验证试验方案。试验结果表明,依靠旋翼的主动旋转产生反向的控制力矩来进行滚转控制的方案可行,稳态控制精度优于0.5°,能够满足此类飞行器对滚转控制的需求。     

二维修正弹修正组件反旋与不旋气动特性对比

为了研究修正组件反旋与不旋对弹箭气动特性的影响,在CFD软件中采用滑移网格方法对双旋二维弹道修正弹在不同攻角、马赫数下的气动特性进行了数值模拟,得到了气动特性变化规律,研究了鸭舵在不同滚转角下弹箭的修正能力,着重分析了修正组件反旋与不旋时该弹气动特性的差异。研究表明,修正组件反旋以后阻力系数与升力系数有所下降,非零攻角下该弹始终会有侧向力存在,通过控制同向舵的周向位置可以对射程和飞行方向进行修正。