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。     

火箭冲压发动机试验导弹的进气道

在冲压发动机研究计划范围内,在政府部门支持下,法国国家航空空间研究院研制了一种在巡航段由固体燃料冲压发动机推进的火箭冲压发动机试验导弹。本文的目的,是介绍一些气动试验和计算方法,即能确定和最优选择此类模型进气道的方法。为此,制作了一个比例为1比3、包括多种形式的模型,以便在莫当-阿夫里尔(Modaile-Avrieux)试验中心超音速风洞S2中进行M数为1.8～3的试验。综合试验是在高超音速风洞S4中进行的,这个风洞的喷管M数为2,实际进气情况与零高度相当。文中介绍了比例效应,然后将首次弹道飞行得到的数据与试验结果作了比较。     

尾支杆对超音速弹丸底压测量的影响

普通弹丸的底阻约占弹丸总阻的１／３。因此，准确测量底阻是准确测定弹丸总阻的关键。在超音速风洞中进行测力实验时，模型底部大多用一根天平支杆将模型支撑在风洞中。由于支杆的存在，模型底部大多用一根天平支杆将模型支撑在风洞中。由于尾支杆的存在，使得模型底部流动发生畸变，引起底阻测量的不准确。本介绍了天平尾支杆和模型船尾角对超音速弹丸底压测量的影响。研究表明，尾支杆直径从小到大变化时，底压经历了一个由大到     

导弹底阻预测

为预测导弹底阻，研究了新的模型，在ＮＡＳＡ兰利研究中心的连续风洞中进行了吹风试验，取得了新的风洞数据。试验条件是：Ｍａ＝２－４．５，α≤１６°，δ≤２０°，尾翼相对厚度比为０．０５－０．１５，尾翼位置与弹身底部平齐或到底部上游两倍弦长处，利用新模型所得试验值和以前的试验值一道作为上述主量和弹身尾部形状的函数，并计及发动机工作或不工作的影响来估算导弹底阻。     

风洞洞壁干扰数值模拟研究

风洞实验在飞行器研制过程中起着非常重要的作用,但是风洞洞壁的存在对飞行器的气动特性产生了显著的干扰影响,有必要对洞壁干扰做相关研究.针对风洞实验的特点,发展基于"风洞洞壁静压监测反馈调节系统"的数值模拟方法,通过该调节系统使风洞的数值模拟状态达到风洞实验的目标状态,并利用该调节系统对后掠机翼的风洞实验进行数值模拟,将数值模拟结果与实验数据进行对比,对比结果验证了该反馈调节系统的可行性及数值方法的可靠性.此外,利用嵌套网格技术对不同攻角的后掠机翼风洞实验进行数值模拟,并将计算结果与自由来流状态下的计算结果进行对比,研究并分析了风洞洞壁对亚声速及跨声速风洞实验的干扰影响.结果表明,在亚声速情况下,风洞洞壁对流场的影响较小,而对于跨声速流动,洞壁干扰影响较强,激波位置向后移动,且移动幅度较大.     

水下发射导弹的环翼

休斯飞机公司对缩比导弹进行了风洞实验,这种导弹设计有可延伸的环翼和环形折叠的尾舵面。其受力和动量数据表明：在导弹的升力和空气动力效率方面可以实现重要改进。低速测试结果的数据可用于评估可能的水下发射。对装有环翼和环形折叠尾舵的重型鱼雷(1812kg)改进后的水下飞行性能进行了评估,指出水下发射导弹的压缩体积设计受发射管设计条件和技术的制约。这种新型的环翼鱼雷设计的研究结果包括：通过低速保持水下飞行达到提高飞行性能(射程和续航力)的目的。相应地,要减少噪音以提高隐蔽性能。在高速情况下,水下发射导弹较大的机动性和目标点的选择可通过环翼来实现。     

超声速风洞的启动特性与流路形状的影响

为改善超声速风洞的启动特性,研究了风洞下游形状对风洞起动特性的影响。以1 m×1 m超声速风洞为例,利用数值计算和试验进行了探讨,提出并验证了满足性能要求的高效风洞扩散段设计方案。介绍了风洞结构、数值分析与试验方法及其结果等。     

导弹水下垂直发射的弹道研究

针对导弹水下垂直发射时的水中弹道进行了数学仿真研究，计算讨论了艇速对导弹水中运行弹道的影响。在水弹道研究的基础上，对导弹与运载器水面分离弹道也进行了数值计算研究，并进行了水洞模型实验和水弹道模型实验。数学仿真结果与模型水弹道实验数据进行了比较,计算结果与实验结果相符。     

超声速风洞的启动特性与流路形状酌影响

为改善超声速风洞的启动特性,研究了风洞下游形状对风洞起动特性的影响。以1m×1m超声速风洞为例,利用数值计算和试验进行了探讨,提出并验证了满足性能要求的高效风洞扩散段设计方案。介绍了风洞结构、数值分析与试验方法及其结果等。     

战术导弹标模零升阻力相关性修正

对战术导弹标模(ZSDD)进行了零升阻力的相关性修正,修正过程结合了试验和理论方法。文章首先给出战术导弹标模的基本几何参数,介绍了为获取风洞试验基准数据所进行的风洞试验的情况,重点描述各修正内容的修正方法及结果,给出了Re数修正和底阻修正理论方法的详细计算公式。最后给出若干高度和马赫数下经过修正后主动段和被动段的零升阻力系数。     

战术武器气动力学设计手册

引言导弹空气动学工作者,在导弹设计过程中,只有首先迅速算出空气动力,然后才能在初步和中间设计阶段,以有效和合理的精度对导弹进行性能计算和各种稳定性分析;导弹的总体布局也要借助于空气动力计算才能确定。因此,空气动力计算是导弹设计的基础,它与武器的性能密切相关。然而,在十几年以前,即使在科学比较发达的美国,人们也只是利用设计图表、风洞实验数据和工程经验用手工来计算空气动力的。这种传统的计算方式,其效率和精度都是很差     

导弹级间分离气动特性研究

为了研究两级分离布局导弹分离过程的气动特性,文中利用自主开发的数值计算程序对导弹两级分离过程进行了模拟,并完成了部分工况的风洞实验验证,分析了分离过程导弹两级气动特性的变化规律。研究范围:马赫数2.0～5.0,攻角0°～6°。结果表明:攻角和侧滑角对导弹两级的轴向位移影响较小,马赫数越高、Ⅰ级模型头部锥角越小或导弹两级直径比越接近均有利于导弹两级的快速分离。     

低空超音速导弹气动特性和飞行性能之间的关系

本文推导了超音速导弹的气动特性与飞行性能参数两者之间的封闭解析式。气动特性系指诸如升力、零升阻力和诱导阻力.而飞行性能系指射程、速度、比射程、飞行路线角和机动载荷因子。低空导弹的长矩离巡航和滑翔用到这些关系式。对于爬升、巡航、滑翔、俯冲和攻击目标段均推导了相应的关系式。研究结果中包含了封闭式性能估算和指导外形设计的方程式。     

沃特公司完成了BGM—110海上发射的飞航式导弹试验

沃特公司在美国空军阿诺德工程发展中心的16呎的跨音速风洞中,完成了它的竞争型号BGM-110的一系列试验。命名为“战斧”的BGM-110飞航式导弹装有一台特里丹公司的CAE471-11DX涡轮风扇发动机,其整体式弹体/发动机工程试验飞行器在马赫数约0.7下进行了一次模拟操作试验。这个导弹设计得能沿地形低空飞行,射程达3200公里,最小射程门限1900公里。图1为推进导弹用的CAE471-11DX     

编读往来

正请将你的提问发送到官方微信(bqzs1979)、《兵器知识》杂志官方微博(weibo.com/bqzs)、《兵器知识》官方头条号,编辑将选择作答。@岁月静好:什么是飞机机身的细长比?答:机身细长比(body slenderness ratio),是指机身截面最大直径与其长度之比。也有按其倒数定义称为机身长细比的。飞机在亚音速飞行、细长比为1/3时零升阻力最小;超音速时细长比为1/10左右,零升阻力最小。一般超音速飞机细长比多选择1/8~1/10,以获取最小零升阻力。     

侧滑角对大长细比鸭式布局弹箭俯仰操纵性的影响

大长径比鸭式布局制导弹箭进行倾斜转弯控制时,受侧滑角、攻角和滚转角影响,鸭舵产生的斜吹洗流会引起尾翼和弹身产生额外的面外力和力矩。因此为研究侧滑角对大长细比弹箭操纵性的影响,将流场域划分六面体-多面体网格,采用CFD方法对鸭式布局弹箭在不同攻角、马赫数、舵偏角和侧滑角下的气动特性进行了数值模拟,得到了弹箭气动特性的变化规律,绘制出了弹箭的流线图、涡量图和压力云图,进行流场分析研究。利用风洞实验获得相关空气动力学参数,对实验结果作对比分析,发现风洞实验与数值模拟得到的结果都有较高的吻合度,验证了数值模拟方法的可行性。研究表明多数情况下侧滑角不为零时,由于弹箭的弹体较长,鸭舵的洗流向弹体一侧偏移,使得鸭舵的洗流对部分尾翼没有产生干扰,尾翼的当地攻角增大,尾翼法向力变大,弹箭的压心后移,平衡攻角减小,静稳定度变大,进而弹箭的俯仰操纵效率降低;而在少数情况下弹箭尾翼当地攻角却降低,尾翼法向力有所降低,静稳定度变小,弹箭的操纵效率有所提高。     

低阻远程榴弹气动分析

为考察枣核型低阻远程榴弹的气动特性，本文介绍了一组较系统的风洞测力实验，包括不同弧径比、不同舵偏角，带舵与无舵的八种模型，得到了前部阻力系数，升力线斜率、俯仰力矩系数导数，压心系数以及非线性影响系数，所得结果给进一步分析远程榴弹的气动特性提供了实验依据。在风洞实验的基础上，提出一个简便而实用的工程近似估算方法，给弧径比、舵偏角对各气动参数的影响，并对舵块的气动性能给予一定分析，工程近似计算结果与实验数据符合较好。     

寻零系统天线罩测试设备的局限及改进

寻零系统天线罩测试设备是应用最广泛的导弹天线罩测试系统,具有精度高,性能好,使用简易等优点,但其也有局限性,本文分析了寻零系统天线罩测试设备在某些状态下失效的机理,并通过实验进行了证明,进而提出了改进方案。     

基于遗传-最大似然方法高速旋转弹丸阻力系数辨识

为了进一步提高高速旋转弹丸气动参数辨识技术的精度,为射表编制、弹箭飞行控制技术等提供更加可靠的基础数据,对参数的可辨识性问题进行了理论上的定量分析,利用遗传-最大似然方法,通过弹丸空中自由飞行的速度数据对零升阻力系数进行了辨识。通过仿真实验对算法的精确性和可靠性进行了充分的验证。用该算法对实际飞行数据进行了处理,得到了较为精确的弹丸零阻系数,并应用于工程实际问题,分析了仿真实验和实际实验的数据。结果表明,该算法具有较高的数据辨识精度并能有效地解决实际工程问题。     

火箭排气控制系统的试验模拟

垂直发射导弹排气控制系统的主要功能是在导弹的正常发射和限制发射操作期间保障安全和清除火箭发动机的排气。由于预示手段不够完全适应,在奥斯汀的得克萨斯大学火箭排气效应台进行了实验性的地面试验。试验使用了一个≈1/6缩尺排气控制系统模型与一个同类的助推发动机模型(带与不带燃气舵控制装置)。本文提供的是确凿有效的实验研究结果,以及它们与全尺寸试验结果和理论上预示的相互关系。