导弹气动外形辅助设计专家系统

1.前言航空航天技术的迅速发展对导弹的性能提出更高的要求。导弹的性能主要取决于弹体的气动特性,正确掌握这一点是导弹设计中不可缺少的一环。随着日本国内技术水平的提高,要求导弹国产化的呼声越来越大。为了提高竞争能力,缩短开发周期成了重大的研究课题。在这样的背景下,以提高导弹初步设计效率为目的,开发了作为计算机辅助工程(CAE)的导弹气动外形辅助设计专家系统。     

高机动性导弹的气动外形

为达到高机动性,过去长时间研究的正常式导弹的弹翼必须相当大。本文利用鸭式空空导弹(XAAM-3)的研究成果,探讨了小型高机动性鸭式导弹的气动外形。结果证明,使用较小的弹翼同样可以达到高机动性的目的。为此,必须在俯仰面上仅操纵升降舵,在偏航而上仅操纵方向舵和副骥,导弹必须具有90°转弯控制(BTT)能力。实验证明,这种导弹的各种性能比过去探讨的正常式导弹的性能更好。     

横向喷流对复杂外形导弹气动特性影响研究

通过求解可压缩NS( Navier - Stokes)方程组,得到横向喷流标模流场仿真结果,验证了横向喷流流场仿真方法的有效性.在此基础上对复杂外形导弹的干扰流场进行仿真,并从定性与定量两方面分析喷流位置和来流攻角对干扰流场的影响.对比分析了不同攻角时,有无喷流弹体表面压力分布,给出了有无喷流的弹体法向力沿轴向变化规律...     

鸭式布局导弹滚转控制的气动外形设计

通过对鸭式布局导弹诱导滚转力矩的产生机理进行分析和研究,提出了改善常规鸭式布局导弹的诱导滚转特性的途径和措施,对这些改进措施的使用特性进行了分析和论述。     

偏转弹头导弹气动特性研究

利用计算流体力学(CFD)方法对偏转弹头控制导弹和鸭舵控制导弹在不同马赫数、攻角和控制面偏角等状态下的流场进行数值模拟,并对两者的阻力特性、升力特性和俯仰力矩特性等气动特性进行了比较分析。得出偏转弹头控制具有气动性能好、控制效率高、机动性强等特点,其控制效率随着马赫数的增加而增加,是导弹高速飞行过程中快速响应控制的理想方式。     

导弹气动特性与载荷计算

较系统地总结了导弹气动特性和气动载荷计算方面的理论和经验算法，根据细长体理论干扰因子法结果得出了导弹部件升力的计算公式，编写了可用于估算导弹气动特性和气动载荷的软件。通过算例证明，软件的计算结果能够满足初步设计阶段的精度要求。最后用该软件对某在研型号导弹进行气动特性和载荷的计算，给出了计算结果。     

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。     

巡航导弹系統的設计

制导技术的改进、战斗部和推进系统的小型化、微处理技术的进步使得发展一种新式的巡航导弹成为可能。潜艇鱼雷管发射密封技术要求发展一种助推器发射的小而轻的导弹也能从空中、地面和舰艇的平台上发射出去。由于精心设计和试验提高了巡航导弹的突防能力,使其不易用目视、雷达、红外以及声学等观测方法来发现。通过弹上传感器不断修正制导量来提高导航精度使得战斗部可用更少的TNT当量并有更小的非必要破坏区。导航精度的提高允许导弹沿低空飞行,这一点和低的可观测性相结合就能使导弹以亚音速穿过严密的防空区时避免付出昂贵的代价。模式化的弹体设计允许使用备份的制导/战斗部组件并随之将发展常规的陆上攻击和反舰用改进型号。     

战术导弹气动外形优化设计

前言在导弹总体方案论证过程中,选择理想的导弹气动外形参数是首要的一环。目前,不少设计单位仍沿用着“经验法”、“类比法”、“估算试凑法”等方法来解决导弹外形参数的选择问题。这些方法由于计算量大、周期长、不易达到最佳设计状态,无法满足当前导弹设计的要求。随着大规模计算和最优化技术进入各个设计领域,国外先进的设计机构均采用CAD技术。我国目前也开始开发、推广CAD技术。CAD不仅能减少设计人员大量的计算工作量,缩     

方形截面导弹气动特性数值研究

文中为了研究方形截面导弹的气动特性,设计了舵面位于平面和舵面位于直角两种布局形式方形截面导弹,并通过CFD数值模拟方法分析比较了方形截面导弹和圆形截面导弹的气动特性。分析结果表明,方形截面导弹相比圆形截面导弹具有较大的法向力和横、侧向气动力,其中舵面位于平面布局与舵面位于直角布局的方形截面导弹相比较其横、侧向气动力要小一些。     

导弹大攻角气动特性计算

提出了一种适于在初步设计中使用、具有良好精度的亚、超音速导弹大攻角气动特性的工程计算方法。重点介绍翼－身，尾－身干扰对非线性法向力的贡献，并用抽样作算例，通过翼－身，尾－身干扰因子进行具体计算。结果表明这种方法具有简便，计算快和符合设计精度要求的优点。     

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。     

卷折尾翼细长导弹气动特性

为了测量卷折尾翼细长导弹的气动力系数,进行了风洞试验,试验马赫数从0.3至3.03。导弹的外形变量包括:尾翼的几何特性参数,弹体头部外形参数和弹体尾部几何参数。同时还进行了水盘模拟试验和飞行试验,以补充风洞试验结果。其结果表明,安置尾翼的翼槽区域的气流呈“开放”状态流动。在做飞行试验时,对翼槽的形状做了修改。飞行试验中观测到导弹的射程增加,这说明通过修改翼槽形状可以大大减小气动阻力。     

乘波外形导弹弹道特性分析与优化设计

采用试验设计和CFD方法,分析了钝化后乘波外形导弹的气动性能,建立了乘波外形导弹的空气动力响应面模型,详细分析了弹道初始条件和发动机推力对跳跃式弹道特性和飞行轨迹的影响.在弹道特性分析的基础上,建立了乘波外形导弹跳跃式弹道优化模型,运用多目标粒子群算法对跳跃式弹道进行了优化设计.结果表明,弹道特性和飞行轨迹主要受弹道初始条件的影响;根据设计人员对弹道性能指标的要求,采用多目标粒子群算法求取最优方案弹道的方法是可行的.     

大口径枪弹弹头外形优化与气动特性

为提高大口径枪弹飞行稳定性和射击密集度,对大口径枪弹弹头外形优化与气动特性进行研究。以12.7 mm 机枪弹弹头为对象,建立弹头3 维造型,定量分析其弧形部半径、弧形部长度、船尾角度和船尾长度,结合数值模 拟获取弹头飞行过程中的压力云图和阻力系数的变化曲线,提出优化后的弹头外形参数,得出外形变化对弹头气动 特性的一般影响规律。仿真结果表明：该研究能优化弹头外形设计,对大口径枪弹弹头外形设计及气动特性具有一 定的参考价值。     

激波针气动特性及外形参数优化研究

采用钝头体的飞行器在超声速特别是高超声速条件下,其前缘会形成头部弓形激波,进而带来较大的波阻,严重影响飞行器的气动性能。相关研究表明,在高超声速条件下,钝前缘安装激波针可以将激波推离物面,从而减小头部表面压力,是减小超声速钝体阻力的有效方法,但在超声速,特别是一些巡航速度不高（马赫数Ma=1.5左右）的导弹中,为满足射程等相关要求,对激波针减阻的使用价值还有待进行验证。为了研究激波针在Ma=1.5条件下对轴对称钝锥外形气动特性的影响,通过数值模拟方法对比了不同形状激波针在Ma=1.5条件下的减阻效果,分析了减阻机理及外形参数影响;通过基于Kriging和遗传算法相结合的优化方法对主要外形参数进行了优化设计,给出了减阻效果较好的激波针外形参数选取范围,对工程应用具有一定的借鉴意义。     

空心弹的阻力特性与气动外形数值分析

为了得到具有最小阻力系数的空心弹外形,基于雷诺平均方程以及二阶AUSM 格式,对不同空心弹气动外形的二维流场以及气动力进行了数值计算,得到了不同外形条件下空心弹的内外流场特性,以及阻力系数变化曲线与最小阻力系数的空心弹气动外形。另外,分别对具有最小阻力系数的空心弹与常规空心弹的超声速流场进行了数值模拟,对比分析了二者流场结构的异同,数值验证了具有最小阻力系数弹型的减阻效果,可为相关研究提供参考。     

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.     

近距耦合鸭式布局导弹气动特性

由于导弹在大攻角下舵面法向力会下降,导致机动性降低。在鸭舵前添加反安定面,可使之与鸭舵之间产生有利干扰,在获得机动性的同时获得高操纵性。采用数值模拟方法研究亚声速和超声速条件下双鸭式布局导弹的近距耦合效应。在验证数值方法可靠的基础上,与鸭式布局导弹进行对比分析,重点研究来流工况为Ma=0.5与Ma=2.0时在不同迎角下反安定面与鸭舵之间的涡系演变过程,并对舵面法向力和俯仰力矩进行了分析。分析结果表明：当来流处于亚声速时,在中大迎角以后产生的增升效果明显,反安定面卷起的下洗涡与鸭舵涡卷绕融合后使之得到明显增强,涡强度的增强延迟了鸭舵表面的流动分离,提高了法向力;当来流处于超声速时,相互之间的耦合作用变为使鸭舵上表面流速增加和下表面涡量减少,进而提升鸭舵升力;双鸭式布局能够增加平衡迎角,提高操纵性。