弹性翼S-C型末敏弹气动特性研究

采用双向流体-固体耦合方法对无伞末敏弹进行气动弹性分析,研究了末敏弹尾翼在气动力作用下的变形规律,并对尾翼变形后的末敏弹系统进行气动特性分析,总结了末敏弹气动参数、尾翼挠曲变形随运动攻角的变化规律。研究结果表明,末敏弹的阻力系数和转动力矩系数均随着攻角的增大呈先增加、后减小的趋势,升力系数则随着攻角的增大呈单调递增趋势;自由飞行试验结果显示,与刚性翼末敏弹相比,弹性翼末敏弹的气动参数仿真值与试验值更为贴近。     

S-S双翼末敏弹气动外形优化设计

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。     

SC型双翼末敏弹尾翼结构方案设计

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。     

炮射末敏弹射表编拟中开舱高度的研究

针对炮射末敏弹射表编拟中出现的新课题,对炮射末敏弹开舱高度的影响因素进行了分析.结合炮射末敏弹的使用特点,给出了炮射末敏弹射表编拟中开舱高度的技术实现途径.建立炮射末敏弹弹道数学模型,确定炮射末敏弹射表的格式,并给出使用射表的方法.最后在极限的射击条件下对射表精度予以检验.检验结果表明:开舱高度的设计方法合理有效,可以为所有炮射末敏弹的射表编制提供依据.     

气动偏心角对非对称翼末敏弹扫描运动的影响规律研究

针对非对称尾翼末敏弹的结构特点,建立适合力学分析的坐标系,分析考虑气动偏心角和大攻角非线性时的力和力矩模型,推导出六自由度运动微分方程组。以某非对称末敏弹结构为例进行数值仿真计算,计算结果与实验数据相吻合,表明：与非对称翼展开方向一致的气动偏心角能够诱导弹体产生稳定螺旋扫描运动,且扫描角必定与气动偏心角共面,扫描转速随气动偏心角的增大而减小,扫描角随气动偏心角的增大而增大,且大致成线性关系,为非对称翼末敏弹的结构设计和气动设计提供了理论参考。     

单翼末敏弹扫描运动研究

稳态扫描技术是末敏弹系统研制过程中的关键技术之一.本文在分析末敏弹现有稳态扫描技术优缺点的基础上提出了一种新的技术,即用端部配重的单侧翼,也即用人为的子弹质量和空气动力的强非对称实现稳态扫描.分析了此种末敏弹系统的受力情况,建立了系统的二体运动模型,并详细讨论了此模型中约束力及约束力矩的消元化简方法,推导出了适于上机编程的标准形式的方程组,并用其编制了诸元计算程序.程序算例表明这种结构可以实现稳态扫描并用作稳态扫描装置,该动力学模型可以用于末敏弹总体及其稳态扫描装置设计的研究中.     

翼片结构参数对单翼末敏弹气动特性的影响

为了研究单翼末敏弹气动布局对其气动特性的影响规律,基于Fluent软件,详细研究了翼片长度、翼片宽度、翼端重物质量和翼片转角等参数对单翼末敏弹阻力系数、导转力矩系数和俯仰力矩系数的影响规律.结果表明,气动参数随翼片长度和宽度增大呈现线性增大趋势;翼端重物质量对气动参数影响微弱;翼片转角对气动参数影响较大,气动参数呈现抛物线形变化.     

柔性单翼末敏弹扫描运动研究

使用一个端部配重的单侧翼,以提供强非对称的气动力矩而导旋的单翼末敏弹系统,越来越受到各国末敏弹研制者的重视.在这种系统中,单翼的柔性变形是客观存在的.在小变形的假设下,分析了系统的受力情况,建立了系统的7自由度模型.程序算例表明,这种柔性结构可以实现稳态扫描,因此该模型可用于末敏弹总体及其稳态扫描装置设计的研究中.     

脉冲横流对末修弹气动特性的影响分析

为了分析脉冲末修弹的气动特性,建立了末修弹横向喷流工作前后的非定常数值计算模型,计算了脉冲横流在不同作用位置时末修弹的阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数,揭示了脉冲横流对末修弹气动特性影响随其作用位置和弹体马赫数的变化规律。结果表明:脉冲横流对弹体阻力的影响不大,对升力和俯仰力矩影响明显。末修弹产生的附加升力系数随脉冲发动机喷口位置后移而增大,且当马赫数在0.6～1.1范围时,该系数随着马赫数增加而影响减小;气动焦点位置随着喷口位置后移亦向后移动,且随着马赫数增加而移动速度减慢。     

某灵巧枪弹气动特性数值计算分析

为提高枪弹的命中精度,对一种增程灵巧枪弹的气动特性数值计算进行分析。建立枪弹计算模型,应用 气动仿真软件FLUENT,采用数值仿真的方法,分析弹头及弹尾外形尺寸变化对灵巧枪弹气动特性的影响规律,并 以国外枪弹为基础对其进行算例验证。仿真结果证明了该数值仿真方法的准确性,可为枪弹气动特性分析提供参考 依据;随着弹尖半径的增加,枪弹阻力系数逐渐增大,升力及俯仰力矩系数的变化并不明显;随着圆弧部半径的增 加,枪弹阻力系数增大,升力系数减小,俯仰力矩系数增大,枪弹纵向静稳定性减弱;随着交界处半径的增加,枪 弹阻力系数减小,升力系数减小,俯仰力矩系数增大,枪弹纵向静稳定性减弱。     

新型掠飞末敏弹的捕获概率分析

针对掠飞末敏弹新型扫描机理的作战效能进行评估,研究末敏弹在弹道末段的捕获特性。通过坐标变换的方法得到掠飞末敏弹的扫描线方程,耦合求解其六自由度弹道方程组,得到了弹丸的稳态扫描区域,通过证明扫描依赖区结论,进一步推导求解了捕获概率的解析公式。结果表明：掠飞末敏弹的空间扫描轨迹为螺旋线、扫描区域为圆柱体,平面上的扫描区域为左半椭圆;增加弹丸初速、降低弹丸射角、准确预估目标运动,能有效提升掠飞末敏弹的捕获概率,其中初速的影响更胜一筹;解析公式求得捕获概率与蒙特卡洛打靶法计算结果吻合较好,验证了公式的正确性。     

空气动力非对称弹丸大攻角旋转共振运动研究及应用

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。     

弹带对高速旋转弹丸气动特性影响的数值模拟

为了研究弹带对高速旋转弹丸气动特性的影响,采用2阶Roe差分格式求解三维Navier-Stokes方程,湍流模型为SST k-ω模型。采用滑移网格技术处理弹体旋转引起的运动边界。以文献［6］进行风洞实验的155 mm无弹带弹丸为算例,数值计算结果与风洞实验数据吻合良好。分别对含弹带与无弹带弹丸在不同来流马赫数与攻角条件下的绕流场开展数值模拟,得到二者流场结构图谱及气动特性差异。分析结果表明：两种弹丸计算模型在弹带之前的压力分布基本一致,但弹带将诱导弹丸气动阻力面积增大,阻力系数有一定程度的升高,而且在弹带之后二者的压力分布差异较大;弹带因素对旋转弹丸气动特性的影响不可忽略。     

Investigates on Aerodynamic Characteristics of Projectile with Triangular Cross Section

The aerodynamic characteristics of projectiles with triangular and circular cross sections are investigated respectively by use of free-flight experiment. Processed the experiment data, curves of flight velocity variation and nutation of both projectiles are obtained, based on the curves, their aerodynamic force and moment coefficients are found out by data fitting, and their aerodynamic performances are compared and analyzed. Results show that the projectile with triangular cross section has smaller resistance, higher lift-drag ratio, better static stability, higher stability capability and more excellent maneuverability than those of the projectile with circular cross section, therefore it can be used in the guided projectiles; under lower rotation speed, the triangular section projectile has greater Magnus moment leading to bigger projectile distribution.     

三角形截面弹丸的飞行性能研究

通过靶道试验对比,研究了三角截面杆弹和圆形截面弹的飞行性能.利用试验数据判读处理出弹丸的飞行速度降曲线和章动曲线,拟合得到弹芯的主要气动力和力矩系数,试验分析了三角形截面弹和圆形截面弹的气动特性和性能.研究结果表明,三角截面杆弹具有较小的阻力特性和较好的飞行稳定性;在低转速条件下,三角截面杆弹具有较强的马格努斯效应,抗干扰能力较差;三角截面杆弹相对于圆形截面弹具有较大的升阻比、较好的机动性,三角形截面可应用于有控弹箭的外形.     

基于线性弹道模型的末段修正弹落点预测

针对末段修正弹在弹道末段快速预测落点的问题,提出一种将六自由度刚体外弹道模型线性化的方法,得到线性弹道方程组并求其解析解,结合剩余飞行弧长估算公式,推导出弹道落点快速预测解析公式。以六自由度弹道为基准,通过仿真分析了不同射角不同预测点下线性弹道模型预测法的预测精度和解算时间,结果表明该方法对偏流方向的落点预测误差小于8 m,解算速度相比三自由度数值积分落点预测法提高了一个数量级。该方法为弹载计算机进行实时快速弹道解算提供理论依据,对末段修正弹的工程应用具有参考价值。