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。     

格栅翼组合体的超音速气动特性研究

介绍了超音速下格栅翼组合体的气动特性实验研究情况 .通过对两种格栅翼翼身组合体气动力实验结果的分析 ,以及与平板翼翼身组合体气动力数据的比较 ,阐述了格栅翼的气动特性 .结果显示格栅翼的阻力比平板翼的大 ,网格数越多阻力越大 ,在 M=2 .52 1 0时 ,斜置密网格格栅翼的升力大于平板翼的升力 ,削尖格栅翼的边框可以显著地减少格栅翼的阻力     

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．     

格栅翼空气动力特性数值模拟研究

为了研究格栅翼的气动特性,采用数值模拟方法求解三维NS方程组,对格栅翼和平面翼战术导弹大攻角流场进行了数值计算,并重点分析了几何特征尺寸对格栅翼气动特性的影响。结果表明:与平面翼相比格栅翼具有失速攻角大、铰链力矩小等优点;格栅翼的格数、格壁厚度、剖面前后缘楔角对翼面法向力影响较小,对轴向力影响很大。     

“钻石背”弹翼气动特性数值模拟研究

用计算流体力学与阻力系数工程预估相结合的方法研究了"钻石背"弹翼前、后翼条之间气动干扰以及翼型、前后翼条的相对高度对气动特性的影响。计算结果与实验结果对比表明,在中小攻角,数值计算与阻力系数工程预估相结合的方法是可信的;采用亚声速低阻NACA64-108翼型可明显地增大"钻石背"弹翼的升力,减小阻力,增大升阻比;钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰,使升力减小,阻力增大;前翼条在上,后翼条在下的配置能减弱这种不利的气动干扰,并且在计算的范围内,后翼条至前翼条的垂直位置ΔH为9mm时,"钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰最小,升阻比最大。     

栅格翼气动特性数值研究

介绍了栅格翼的典型应用研究及主要特性.在综合考虑计算精度和计算效率的基础上,采用非结构直角网格欧拉解算器对栅格翼的气动力进行了数值计算,并通过对常规单面翼和栅格翼两种布局的气动特性比较,研究了栅格翼的控制特性.根据计算结果与试验结果的对比,提出的方法满足气动布局的初步设计需要.     

钻石背弹翼气动特性风洞实验研究

采用模块化方法设计了ー组具有“钻石背”弹翼的风洞实验模型,进行了六分量测カ实验,实验马赫数范围为Ma=0.4~0.8,攻角范围为-2°?12°俯仰控制舵偏角为-5°.实验结果表明：“钻石背”弹翼能提供较大的升力,具有“钻石背”弹翼的飞行器升阻比可达5以上,有很强的滑翔增程能力,适用于无动カ制导炸弹的滑翔增程;攻角>6°时,升力随攻角变化曲线的当地斜率迅速降低,应按最大升阻比选择滑翔飞行的攻角。     

多片弹翼反坦克导弹气动特性实验研究

以美国的“新标枪”轻型反坦克导弹外形为基础,采用部件组合法设计一组风洞实验模型,进行六分量测力实验,实验马赫数范围为0.3～0.5,攻角范围为-1°～15°。实验结果表明：弹翼片数从4片增加至8片可使模型在所实验的马赫数范围内静稳定,法向力、法向过载可提高40%以上,而零升阻力增加量不到5%。对于正常式布局亚声速飞行的轻型反坦克导弹,8片弹翼可能是最佳的选择。     

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。     

有翼导弹动态气动特性数值研究

为准确预测飞行器的机动特性,故开展其动态气动特性研究.应用非结构动网格技术建立了可模拟飞行器作周期性俯仰运动的强迫振荡法.选取NACA 0012翼型为研究对象对该方法进行验证,进而计算了有翼导弹Finner在各马赫数下的静、动导数,并分析了Finner导弹在不同减缩频率下的动态气动迟滞特性.结果表明,文中方法能够有效模拟有翼导弹在不同马赫数下的动态气动特性,结果正确可靠,具有较高的工程应用价值.     

不同剖面形状的栅格壁对栅格翼气动特性的影响?

鉴于栅格翼相对于传统平板翼所体现的优越性,有必要研究其气动特性。栅格壁剖面形状作为一个重要的几何特征,采用数值模拟的方法,分别对不同的剖面形状进行气动分析。结果显示：剖面形状为菱形、四角形、六角形的栅格翼与矩形剖面的栅格翼相比能够很大程度的减小阻力,一定程度上增加升力,并且提高升阻比。流线型剖面的栅格翼中,菱形和四角形的栅格翼存在较好的气动性能。     

截短导弹模型对尾舵特性影响的数值计算研究

气动特性数值计算目前已经成为导弹设计的重要手段。本文运用数值模拟方法研究导弹前体截短长度对尾舵特性的影响,得出结论:适当截短弹体前段对细长体导弹的尾舵气动特性影响很小,并且,研究大长细比导弹尾舵特性时,适当截短导弹前段可以提高试验数据的精度和准确性。     

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。     

四边形格壁后掠式栅格翼气动特性研究

格壁剖面形状不同的栅格翼其升力性能也大有不同,前期研究表明菱形剖面和四角形剖面栅格翼比矩形剖面栅格翼减阻能力更好.文中基于此对后掠45°的栅格翼进行数值模拟研究,结果表明,投影尺寸相同的3种四边形后掠式栅格翼与其正置式相比均能够有效提高升力,增大升阻比,并且菱形和四角形剖面后掠式的栅格翼气动特性均优于矩形剖面后掠式栅格翼.     

栅格翼流体动力性能数值模拟

用Fluent软件对单独栅格翼的流体动力性能作了数值模拟: 对N-S方程用有限体积法进行离散、非耦合隐式方法差分求解、多重网格加速收敛, 得到了栅格翼法向力、轴向力、铰链力矩等随舵偏角δ的变化规律.计算值与截面为600mm×600mm空泡水洞的实验结果作了比较, 两者吻合得很好.     

亚跨音速栅格的升阻特性数值研究

栅格几何参数对栅格翼的气动力特性影响很大,针对此问题,采用数值模拟方法研究了亚跨音速条件下栅格形状、翼弦格宽比对栅格升阻特性的影响.栅格形状主要为正置与斜置45°正方形、正六边形、正三角形等4种,翼弦格宽比变化范围为0.7～3.0.结果表明, 形状和翼弦格宽比对栅格阻力系数、升力系数、升阻比都有显著影响,存在使气动力特性最佳的形状和翼弦格宽比,为研究亚跨音速下栅格翼的气动特性提供了基础.