基于Fluent的导弹气动特性计算

借助于商业CFD软件FLUENT．对某型空空导弹在不同攻角、不同飞行马赫数的气动力进行了计算。得出了该型导弹升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律以及导弹表面的压力分布、温度分布和来流速度分布。结果表明。计算的气动参数可以为导弹的外形设计提供依据和参考，与传统计算方法相比有一定的优越性。     

Gurney襟翼对翼型气动特性影响的实验研究

增大飞机的升力 ,能有效提高飞机的使用能力。本文通过对翼型表面压力、边界层、尾迹的测量及表面流态观察等实验方法研究了具有Gurney襟翼时的单段翼型绕流特性及增升效果。研究结果表明 ,Gurney襟翼的增升效果与其高度密切相关 ,在α =8°时 ,高度为 3%弦长的Gurney襟翼使翼型的升力系数增加了 5 3% .     

基于 Fluent 的弹体气动特性计算与分析

应用仿真软件 FLUENT,研究了某型号弹体在不同攻角和来流马赫数的工况下的气动特性。湍流模型采用FLUENT 中的单方程模型解决壁面限制的流动问题。通过建立几何模型、划分计算区域网格、设置 FLUENT 中相关参数并进行多次迭代直到收敛,得到弹体对应工况下的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数,对仿真结果进行分析。结果表明,采用 FLUENT 仿真的方式能够较快地得到弹体的气动参数,为弹道设计提供依据。     

后缘可变弯度翼型在跨声速中气动特性分析

为了研究后缘可变弯度翼型在跨声速中应用,对超临界翼型DFVLR R-4翼型后缘弯度向下分别偏转1°、2°、3°,得到3种变形翼型,对其进行跨声速下气动力数值研究.结果表明:随着后缘弯度增加,翼型的临界马赫数提前,阻力发散特性变差,但其升力系数增加以及激波失速前升阻比增加,且翼型的失速迎角特性得到改善;翼型变化量在1°时,在跨声速中的气动特性较好,翼型升力系数提高了21.12％,升阻比提高9.2％.得出后缘可变弯度翼型能够较好的运用到跨声速中.     

扑翼翼型流体动力特性数值计算与分析

利用对海洋生物运动方式及其运动器官的研究开发水下扑翼推进装置是仿生推进技术的一个重要研究方向。本文通过数值计算方法,以对称翼型为主,开展对扑翼翼型的推力和升力特性的研究,分析了各翼型在不同斯德鲁哈数下的力学表现,以及翼型和相关参数对扑翼推进效果的影响。计算结果表明,翼型扑翼运动时的最大推力系数、平均推力系数和最大升力系数3个参数均与中心弦长比成线性递减关系,翼型参数和工况对翼型的推力和升力特性均有不同程度的影响。     

二维弹道修正弹鸭舵修正机构气动特性研究

为了研究鸭舵式修正机构的气动特性,对几种不同形状、不同面积鸭舵的阻力、升力、各项力矩进行了分析,提出了基于鸭舵修正机构的修正方法,建立了舵片实现减旋后的弹道模型,并分析了不同形状舵片在相同时间点进行弹道修正后的修正能力。分析结果表明在保证较好舵翼气动外形的基础上,尽量选择大展弦比的舵翼,这样能更好的提供较大升力和偏航力。     

巡飞弹柔性弹翼气动特性研究

为了分析柔性弹翼的气动特性,采用气动仿真软件分析了不同弹翼翼型的升阻比特性,获得了弹翼表面鼓包和弯曲变形对巡飞弹飞行气动特性的影响规律,采用模型飞行技术对柔性弹翼进行了试飞测试验证,结果表明柔性弹翼表面鼓包使得其阻力系数约增加5%,一定的挠度使得其升力系数相比于无弯曲变形时大幅提高。通过创新性地给弹翼增加光滑蒙皮进行整形,有助于负载能力和飞行质量的提升。     

Gurney襟翼对大后掠三角翼气动特性影响的实验研究

本文通过风洞实验研究了Gurney襟翼对70°大后掠角平板三角翼低速气动特性的影响(基于三角翼根弦长的实验雷诺数为3.16×105).实验结果表明,Gurney襟翼对以涡升力为主的平板三角翼仍有明显的增升作用;在较大的升力系数下,Gurney襟翼使相同升力系数下的阻力系数降低,从而使三角翼升阻比增加;相对高度为2.0%、2.5% 的Gurney襟翼带来的升阻比相对增量最突出,可达40%以上.     

单兵火箭弹空气动力特性的数值分析与试验研究

利用数值模拟的方法对单兵火箭弹的主要空气动力系数进行求解,运用流体动力学Fluent软件对单兵火箭弹的空气特性进行数值仿真,求解出火箭弹在攻角α=0～15°范围内的升力系数和阻力系数值。将数值计算结果与试验数据进行对比,结果表明,升力系数随攻角增大而递增;阻力系数在攻角α=2°时最小,之后随攻角递增,并且随攻角变化曲线与试验结果相近。     

正常式布局巡飞弹气动特性的数值模拟

为研究正常式布局巡飞弹的空气动力特性,利用Pro/E建立巡飞弹的三维模型,导入Gambit进行网格划分,采用Fluent软件数值模拟巡飞弹的气动特性并提取弹道气动数据.数值模拟对比研究了不同音速下弹体的绕流流场,获得了压力分布情况.系统地分析了巡飞弹在不同攻角、不同马赫数下升力、升力系数、阻力、阻力系数以及翻转力矩等气动特性的变化规律,研究结果对巡飞弹的气动力设计具有一定的参考价值.     

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.     

巡飞弹复合材料弹翼结构减重优化设计

复合材料弹翼是为巡飞弹提供升力的重要结构部件,其减重设计是巡飞弹结构设计中的难点.文中以巡飞弹复合材料弹翼结构为研究对象建立有限元模型,并基于OptiStruct复合材料多级优化的功能,在刚度、强度及复合材料铺层工艺等约束边界条件下,通过对弹翼上下蒙皮和翼梁分级优化,最终使得大展弦比巡飞弹碳纤维复合材料弹翼结构减重达61%.     

无线电通信干扰弹射击特点分析

文中根据无线电通信干扰弹的工作原理、技术性能和自身特点,分析了无线电通信干扰弹决定射击开始诸元的特点、确定参加射击兵力的特点、确定火力分配的特点和确定弹药消耗量的特点等射击特点。     

无人机导弹发射对机翼的气动干扰

无人机导弹发射过程中,导弹尾气流对无人机机翼产生一定的气动干扰,影响载机的安全飞行.本研究以Fluent软件中非结构动网格理论为基础,采用k-ω二阶湍流模型对不同挂载位置的导弹发射过程进行模拟,得出无人机导弹发射过程中,导弹尾气流使得机翼周围空气流场发生变化,飞机的气动性也随之发生改变,不同挂载位置下导弹的发射对机翼的气动性影响也有所区别.其研究结果为无人机机载导弹发射提供参考.     

某大型无人机气动特性及稳定性分析

高空长航时无人机是一种新型的无人飞行器,在战场侦察和高空大气探测等方面有其特殊的用途。根据无人机特点,构造了具有联接翼特征的飞机气动布局;通过总体建模、网格划分、数值计算并应用MATLAB软件编程仿真,分析了无人机升阻特性、纵向静稳定性和横航行静稳定性;计算结果表明此方案满足设计要求,可为大型无人机总体设计提供理论依据和技术支持。     

一种高度二阶可导的机载巡飞弹大空域降高弹道设计方法

机载巡飞弹在大空域降高弹道起点和终点会出现弹体抖动和过渡时间过长的现象.文中分析了高度连续和速度连续的两类降高方案弹道产生这种现象的物理原因,从弹道优化设计的角度提出了一种垂向加速度连续的降高弹道设计方法.该方法可在不改变控制系统复杂度的情况下,实现降高弹道的平稳快速过渡,并减小降高段末端的高度冲出量.弹道仿真结果表明,该方法改进效果明显,可以为机载巡飞弹及其他类似弹药的弹道设计提供参考.     

翼型低速动态气动特性的实验技术研究

飞行器超过失速迎角后,其动态失速气动特性与静态气动特性迥然不同。为了分析飞行器失速后的非定常气动特性,文中设计了一种翼型低速动态测压实验方法,通过改变翼型的振幅和振动频率,研究了翼型俯仰、沉浮振动的非定常气动特性,分析了各种因素对动态失速特性的影响。俯仰运动时,翼型升力随振动频率的增加而增大,失速延迟。在沉浮运动中,当频率较小时,翼型的升力和失速迎角受振幅的影响较为明显。     

翼形参数对某弹道修正迫弹气动特性的影响

为研究不同翼形几何参数对某弹道修正迫弹流场特性和气动特性的影响,基于3D N-S方程和S-A湍流模型,对不同翼形结构的弹丸流场进行模拟,得到了不同翼形几何参数下的弹丸在平衡攻角时的升力系数和稳定储备量。仿真结果表明:翼型弯度越大,升力系数越大,稳定储备量呈先增加后减小的趋势; 头部舵翼的安装位置不宜过于靠后; 舵翼展长越大,升力系数越大,稳定储备量越小; 尾翼根弦长度越大,升力系数越大,稳定储备量先增加后减小。     

3 种翼型火箭弹气动特性数值研究

针对尾翼结构对大长径比火箭弹外流场的影响,建立3 种翼型火箭弹的3 维简化模型。在保证3 种尾翼 都能折叠到弹径尺寸的前提下,对3 种翼型火箭弹进行数值模拟,分析对比不同尾翼结构尾翼火箭弹的气动特性差 异,并验证了文中所采用数值计算方法的可行性。结果表明：增加卷弧翼数量会使弹箭的阻力系数增加,并使俯仰 力矩系数增大,弹箭的稳定性提高;相同尾翼数量的卷弧翼比平板尾翼的升力系数高,飞行过程中卷弧翼能产生更 大的升力;平板尾翼的侧向力矩系数绝对值比卷弧翼低。