高速箭弹滚转气动特性

为提高尾翼弹射击精度,对高速箭弹滚转气动特性进行研究。建立火箭弹简化模型,对不同翼片斜置角 的火箭弹进行数值模拟,采用有限体积法对空间进行离散,通过多参考系模型模拟火箭弹的定常旋转,得出火箭弹 的滚转阻尼力矩导数和平衡转速,并分别对有、无旋转条件下的气动特性进行分析。计算结果表明：火箭弹升力系 数随攻角的增大而增大,随翼片斜置角的增大变化不大;滚转阻尼力矩导数在高空时会骤减,平衡转速随着马赫数 的增大而增大。     

旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹气动特性

为研究旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的气动特性,采用风洞实验方法,对该弹气动特性随马赫数、攻角以及舵偏角的变化规律进行了研究。结果显示：在实验研究马赫数、攻角和舵偏角范围内,舵偏角增大对模型有一定增阻作用;模型升力系数随舵偏角增大而增大、随攻角呈线性变化关系;在相同马赫数和攻角下,俯仰力矩系数和滚转力矩系数随舵偏角的增大而增大。该研究结果为旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的弹道设计和研究提供了参考依据。     

遭毁伤巡航导弹气动特性风洞实验研究

通过对“战斧”多用途巡航导弹风洞实验模型的设计和不同马赫数、攻角及侧滑角下气动特性参数的测试,得到弹翼折弯角对侧向力系数、偏航力矩系数、升力系数以及前部阻力系数的影响规律.结果表明,随着弹翼折弯角的增大,侧向力系数和偏航力矩系数近似呈线性增长,这种影响随马赫数增大而增强,但对升力系数、前部阻力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数等特性参数的影响并不显著.     

非对称×形折叠翼巡飞弹气动特性数值研究

为了研究非对称×形折叠翼巡飞弹的气动特性,在保证弹径、弹长、舵翼的弦长和暴露展长相同的情况下,分别开展了对称×形折叠翼气动布局与非对称×形折叠翼气动布局巡飞弹气动特性的数值模拟,对比了两者侧向力系数、滚转力矩系数、升力系数以及阻力系数,发现与×形翼气动布局相比,非对称×形折叠翼气动布局产生了侧向力与滚转力矩。进一步分析了非对称×形折叠翼气动布局产生侧向力与滚转力矩的原因。结果表明：在亚音速条件下,非对称×形折叠翼气动布局的升力系数与阻力系数随着攻角和马赫数的增大而增大;非对称×形折叠翼气动布局由于舵翼沿着弹身是非对称布置的,导致了非对称的气动干扰,从而产生了侧向力和滚转力矩。非对称×形折叠翼气动布局的侧向力系数随着马赫数的增大而增大,随着攻角的增大呈现先增大后减小再增大的趋势,滚转力矩系数随着攻角和马赫数的变化较为复杂。     

旋转尾翼弹马格努斯效应数值模拟

为研究低速旋转尾翼稳定弹箭的马格努斯效应,采用滑移网格技术,在超声速条件下对某低旋尾翼弹开展了气动数值模拟。对弹箭绕弹轴自旋的流场进行非定常计算,获得了该弹箭的气动系数;对马格努斯效应在不同工况下的变化规律进行了理论分析,讨论了不同因素对马格努斯效应产生的影响。结果表明,相同转速下,旋转尾翼弹的马格努斯效应随攻角增加而增大,且在40°~60°攻角范围内达到峰值;对于相同攻角,马格努斯力和力矩系数在较大转速下呈线性增加趋势。     

固定鸭舵修正弹非线性与非定常气动数值模拟

为准确获得某固定鸭舵修正弹的气动特性,利用CFD数值计算方法对该弹的流场进行数值模拟,采用密度基隐格式与滑移网格技术,计算弹丸在静态、转动和慢圆运动下各项力和力矩的气动系数。仿真结果表明:该弹的升力系数与俯仰力矩系数的非线性气动特性与一般旋转稳定弹不同,俯仰力矩系数非线性项在亚声速区域为正值,超声速区域为负值; 该弹修正组件所受导转力矩系数在跨声速段随攻角的变化较为剧烈,在非跨声速段的变化较为平缓; 全弹的升力和俯仰力矩与修正组件滚转角、全弹进动角和进动速率都有关。     

无翼式布局制导火箭弹俯仰操纵气动特性

为了研究某无翼式布局制导火箭弹进行俯仰操纵时非线性气动特性对弹箭操纵性的影响,通过模型风洞试验和数值计算相结合的方法,分析了不同马赫数、舵偏角和攻角等因素对该火箭弹气动特性的影响。对模型进行超声速风洞试验,试验结果表明,俯仰操纵负舵偏角时俯仰力矩系数导数随攻角先增大后减小,正舵偏角时俯仰力矩系数导数随攻角先减小后增大。采用ANSYS FLUENT对不同工况下该弹气动特性进行数值计算,计算结果表明,得到的俯仰力矩与风洞实验结果吻合较好,最大误差仅为4.6%。各部件气动特性分析结果表明:弹身的压心在负舵偏角时前移,正舵偏角时后移; 上尾舵受弹身干扰影响法向力效率降低; 负舵偏角时下尾舵的法向力系数导数随攻角减小,正舵偏角时下尾舵的法向力系数导数随攻角增大; 各部件共同作用下弹箭气动特性呈非线性。     

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。     

旋转尾翼鸭式布局导弹数值模拟

通过数值方法求解三维非定常N-S方程组,对旋转尾翼鸭式布局导弹绕流流场进行了数值模拟。研究了时间步长、旋转角速度对导弹气动特性的影响,并比较了与准定常计算结果的差异,重点分析了尾翼旋转的滚转控制特性。数值计算结果表明:尾翼旋转对纵向气动特性影响较小,对横向气动特性影响较大,滚转力矩随转速的增大而增大;尾翼旋转可以有效提高鸭式布局导弹的滚转控制能力。     

旋转体制下鸭式布局弹箭正弦打舵气动特性分析

为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律; 采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论:鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。     

栅格翼翼身组合体超声速滚转阻尼特性

为了研究栅格翼翼身组合体超声速的滚转阻尼特性,采用求解定常状态N-S方程的方法,对超声速阶段栅格翼翼身组合体在有攻角时的滚转阻尼特性进行了数值研究,并且与平板翼翼身组合体的滚转阻尼特性进行了比较.对平板翼翼身组合体的数值模拟结果与实验值的误差较小,该方法可作为研究复杂翼身组合体滚转阻尼特性的数值计算方法.计算结果显示在所研究的攻角范围内,栅格翼翼身组合体的滚转阻尼导数随马赫数的增加出现2次转折,Ma=2.5时出现严重的气流壅塞现象;滚转阻尼导数随攻角的增大而减小,背风面栅格翼受组合体分离流的影响较大.     

战术导弹全动舵舵面缝隙效应研究

通过数值求解三维NS(Navier-Stokes)方程组,对正常式布局战术导弹超声速绕流进行了数值模拟.来流马赫数等于2.0,来流高度20 km.计算中采用三种不同大小的舵面与弹体缝隙,分别为0.005,0.015和0.025倍弹径.得到了不同攻角、不同舵偏状态的舵面气动载荷,主要研究了舵面与弹体间缝隙大小对迎风面与背风面舵面法向力系数及舵面压心位置的影响.数值计算表明,舵面缝隙变化对舵面气动特性影响很小.     

超声速下栅格舵展开过程数值模拟

栅格舵从折叠到展开的过程中气动特性变化剧烈,对展开可靠性和导弹整体气动特性的影响都比较大。针对栅格舵这种复杂的构造形式,生成了带有棱柱层的非结构网格,再结合重叠网格技术对栅格舵导弹超声速绕流流场进行了数值模拟,计算结果与风洞试验结果吻合较好。在此基础上,对超声速下栅格舵动态展开过程的非定常流场进行了数值模拟,分析了栅格舵导弹动态气动特性的变化规律。     

不同后掠形式栅格翼气动特性的研究

栅格翼是一种较之传统翼具有诸多优点的新型的多面翼,但是栅格翼的主要缺点是阻力大。前期研究表明,栅格翼后掠能有效减小阻力。文中基于此对不同后掠形式的栅格翼进行了数值模拟。结果表明,在超声速阶段前缘后掠削尖模型能更有效的减小阻力;升力方面,在不同的马赫数范围,前缘后掠、前缘后掠削尖及整体后掠基础上的前缘后掠都有较好的升力特性;总体来讲,在文中前缘后掠削尖模型的升阻比最大,表现出最好的气动特性。     

不同栅格壁形状的栅格翼导弹气动特性对比研究

针对栅格翼在导弹上具有重大的应用价值,研究不同格壁形状的栅格翼导弹气动特性。通过介绍控制方程、边界条件和计算条件,采用FLUENT数值模拟的方法研究四角形格壁、菱形格壁和矩形格壁3种格壁形状的栅格翼导弹气动特性,并通过计算分析得出栅格翼导弹的升阻比在研究范围内随着马赫数变化而变化,3种模型变化趋势基本一样。分析结果表明：四角形格壁栅格翼型导弹和菱形格壁栅格翼型导弹的气动性能,优于矩形格壁栅格翼型导弹。     

无再入观测弹道导弹气动参数和落点联合预报

在无再入观测数据条件下,为了对弹道导弹的落点和气动阻力参数进行高精度联合预报,基于导弹末端速度变化范围的限制,预估气动阻力参数变化范围; 将气动阻力参数作为随机过程建模并增广为目标的状态,基于无迹变换法建立了考虑气动阻力、地球自转和J₂摄动的落点预报和误差分析模型,计算了落点误差散布椭圆。仿真结果表明,该方法能有效预估气动阻力参数范围,显著提高了落点预报和误差分析的精度(尤其是落地时刻),对于导弹早期预警具有较高应用价值。     

某小口径旋转弹丸气动特性

为研究高速旋转弹丸的空气动力特性,对某小口径旋转弹丸气动特性进行研究。利用UG 建立某5.8 mm 小口径枪弹的3 维模型,导入Fluent 软件进行网格划分,数值模拟旋转弹丸的气动特性,对比研究不同马赫数下旋 转弹丸的表面绕流流场,系统分析高速旋转弹丸在不同攻角、不同马赫数下气动特性的变化规律。该研究结果对高 速旋转弹丸的气动力设计具有一定的参考价值。     

制导兵器某些气动カ问题

结合多年的研究成果和经验，对与发展制导兵器密切相关的7个气动力问题：高升阻比气动布局与气动增程、多片翼布局及气动特性、鸭式布局导弹鸭舵滚转控制耦合与解耦、子母弹抛撒分离的气动干扰、非圆截面弹体的气动特性与雷达隐身特性、格栅翼的气动特性、横向喷流控制技术进行了分析和论述。指出对这7个问题还需进行更深入的研究。