巡飞弹的翼型选择及气动特性分析

弹翼为巡飞弹提供大部分升力,为了研究选择高升力、高升阻比翼型的方法.利用CAD技术建立了3类圆头尖尾翼型的二维模型,运用GAMBIT进行网格划分,利用FLUENT软件进行动力学仿真,采集空气动力学数据对阻力系数、升力系数和升阻比进行了比较,对曲线存在的特殊点着重分析.结果表明,在满足高升力、高升阻比和飞行稳定的基础上,选择翼型FX-63-137为巡飞弹的最佳翼型.     

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。     

跨声速运动对射弹阻力及空化特性的影响

为研究在跨声速运动过程中超空泡射弹的流体动力特性和流场的空化情况,基于流体体积分数多相流模型、Schnerr-Sauer 空化模型、Realizable k-ε湍流模型、Tait液体状态方程和运动框架模型构建了可压缩超空化流场的数值模型,通过与文献\[11\]试验结果进行对比,完成模型验证,采用数值方法模拟在马赫数为0.202~1.281速度范围内射弹的外流场。研究结果显示：跨声速运动过程中超空泡射弹的阻力系数与流场驻点的密度峰值有关,随速度的升高而显著增大;激波对弹体附近超空泡的形态和尺度有显著的影响,亚声速工况下超空泡尺寸与理论值接近并且受速度的影响很小,超声速工况下超空泡的尺寸随速度的增加而大幅度减小。研究结果对超空泡射弹的外形设计和弹道预报有参考价值。     

三种湍流模型在跨声速绕流中的计算精度分析

通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程考察Spalart-Allmaras、Wilcox’s k-ω和Menter’s SST三种湍流模型在跨声速流动中的计算精度。结果表明:Menter’s SST模型预测的力和力矩最接近实验数据;Spalart-Allmaras模型的压力分布和激波位置与Menter’s SST模型的一致,Wilcox’s k-ω模型的激波位置相对偏后,且预测的升力和摩擦阻力偏大。     

后缘射流对跨音速翼型激波振荡影响的数值模拟

跨音速翼型上激波与附面层相互干扰会导致激波在翼型上前后振荡,从而有可能引起机翼抖振。要对激波振荡进行控制主要应通过改变激波附面层相互作用区域的流动和后缘处尾流的流动来实现。通过数值方法模拟后缘射流对尾流流动的改变以及对跨音速翼型上激波振荡的影响。计算了不同射流速度下相对厚度为18%的双圆弧翼型绕流场,分析了后缘射流对激波振荡及翼型气动特性的影响。结果表明后缘射流对激波振荡有抑制作用,同时对翼型气动特性有一定改进作用。     

弹性尾缘对超空泡航行体空泡形态与压力脉动特性影响的水洞试验研究

为分析弹性尾缘对超空泡航行体水动力特性的影响,设计一种带有可变刚度弹性尾缘的航行体模型。通过水洞试验研究了弹性尾缘航行体模型在不同压差系数、不同通气率下的空泡形态与压力脉动。试验中采用工业摄像机采集尾缘形态与流场结构,同时利用动态测试系统采集弹性尾缘区域特征点的压力脉动信息。通过空泡形态变化与特征点压力脉动变化对比分析,得到如下结论：弹性尾缘的变形随压差系数的增加而增大,当变形后的弹性尾缘直径达到航行体主体直径的1.35倍时,弹性尾缘对空泡形态有明显的影响,空泡闭合点前移至尾缘前方,尾缘后方的模型表面进入沾湿状态且压力增大;变形继续增加后,弹性尾缘后方形成了剧烈波动的尾空泡并导致沾湿面积减少,模型表面压力减小。     

可变后掠翼导弹的动态特性分析

针对可变后掠翼导弹弹体外形参数可变的特点,建立了其弹体扰动运动线性化数学模型,分析了其与固定外形导弹的区别,提出了一种可变后掠翼导弹动态特性分析方法,通过设计不同后掠角速度参数(快速、中速和慢速三种展开状态),揭示了某可变后掠翼导弹稳定性和操纵性随不同后掠角参数的变化规律。     

扰流柱几何构形对涡轮叶片尾缘换热影响的实验研究

为研究扰流柱几何构形对涡轮叶片尾缘对流换热特性影响规律,设计了4种不同几何结构的扰流柱,采用红外热像仪对不同形状和排列方式扰流柱对涡轮叶片尾缘气膜冷却特性进行实验研究,得到几何形状和吹风比对叶片尾缘气膜冷却对流换热特性的影响规律。结果表明：在吹风比较低时水滴形工绕流柱叶片尾缘冷却结构的对流换热特性最好,吹风比较大时圆柱形绕流柱叶片尾缘的对流换热特性最好,水滴形Ⅱ绕流柱叶片尾缘的冷却结构对流换热系数最小;并且在相同的叶片尾缘处,对流换热系数随吹风比的增大而增加。     

某风洞试验装置动力学特性分析

针对某型飞机进气道的优化设计和性能评估装置问题,对U型运动机构进行模拟分析。采用2个力矩电机同时直接驱动俯仰轴,引入ALGOR23有限元分析软件,对试验装置进行运动学分析和有限元分析,有限元分析包括静应力分析和模态分析。分析结果表明：试验装置的结构设计满足指标要求,能为相关设计提供借鉴。     

弹性导弹侧向动态特性分析

为研究大展弦比巡航导弹在弹性振动时的侧向动态特性,采用NASTRAN软件计算了结构的固有模态,分析了弹性振动时的附加非定常气动力,建立了刚体扰动运动方程组,将弹性振动引起的附加非定常气动力作为干扰输入项代入扰动运动方程组,得到了弹性振动下的动态响应.结果表明,大展弦比巡航导弹的弹性振动主要为翼面的振动;在满足气动与结构稳定的前提下,弹性振动引起的侧滑角偏量非常微小;倾斜角偏量比较大,各姿态角都在做微幅高频振荡,对弹上惯性器件的测量将造成不利影响,必须采取滤波等方式将此不利因素消除.     

固定翼双旋弹动力学特性分析

固定翼双旋弹作为一种特殊的弹道修正弹,在飞行过程中其前体弹道修正引信（CCF）和后体以不同转速绕弹轴旋转。根据固定翼双旋弹气动不对称的特性,推导出固定翼双旋弹的动力学模型,经过模型简化,得到其非齐次角运动方程,根据这个角运动方程对角运动特性和飞行稳定性进行了分析。结果显示：当CCF转速固定时,转速的大小和滚转的方向都会影响弹体的角运动特性,由于弹体的共振,不合理的转速可能引起角运动的不稳定;当CCF转角固定时,弹体可以获得与CCF的鸭翼安装角近似呈正比的弹道修正能力。对固定翼双旋弹的飞行稳定性判据进行了研究,飞行稳定性判据为固定翼双旋弹前后体转速和初始射角的设计提供了参考。     

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。