弹载电子设备螺钉拧紧力矩研究

针对弹载电子设备螺钉装配的量化控制要求,合理发挥紧固系统的预紧作用,对螺钉拧紧力矩的制定方法进行了研究。建立紧固系统的受力分析模型,基于强度准则,明确预紧力。通过查阅手册,获取螺纹副摩擦系数和端面摩擦系数,计算拧紧力矩系数理论值。开展紧固系统拧紧力矩系数测试,获取不同工况下的拧紧力矩系数,并进行系数修正,提高预紧力控制精度。弹载电子设备进行了力矩装配和随机振动试验,验证了拧紧力矩量化方法可行,具有工程应用价值。     

尾翼式脱壳穿甲弹气动特性的一个计算方法

以二次激波膨胀波方法和源汇叠加解析解为主要方法，并汇集了一些其它计算方法，编制了一套计算超音速弹-翼组合体气动特性的计算方法。计算结果与风洞实验数据比较表明，轴向力系数相对误差在5%以内；法向力系数导数及俯仰力矩系数导数最大不超过15%，本方法计算的弹形范围较广，计算速度快，并具有合理的计算精度。特别对于板式尾翼的脱壳穿甲弹气动特性工程预测结果较好。     

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.     

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。     

带微型扰流片旋转稳定弹气动特性分析

为了分析并定量描述微型扰流片在旋转稳定弹上的应用效果,采用计算流体力学方法,对带微型扰流片的旋转稳定弹在不同马赫数下的流场进行研究。通过分析扰流片和弹体表面压力分布,讨论了扰流片尺寸变化对扰流效果的影响,得出了扰流片轴向力系数、法向力系数及静力矩系数随外形参数的变化规律。结果表明:采用扰流片作为气动执行机构能产生较大的操纵力,其附加法向力方向与弹体攻角方向相同; 增加扰流片面积能有效提高弹丸的升阻比; 法向力系数、静力矩系数与扰流片高度呈良好的线性关系,该线性关系在超声速下更为明显。     

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。     

弹箭非线性角运动周期解稳定性分析

为了分析和计算弹箭非线性角运动周期解的稳定性,推导了弹箭的非线性角运动方程组。以某型火箭弹高原试验为例,计算了立方马格努斯力矩系数取不同值时的角运动相图和庞加莱截面图; 通过Poincare映射计算了线性马格努斯力矩系数作为分岔参数时的分岔图; 利用推广的打靶法计算了角运动周期解的幅值和周期,结合Floquet理论分析了周期解的稳定性。结果表明,在高空低密度的情况下,考虑非线性马格努斯力矩系数后,当马格努斯力矩系数达到一定范围时,火箭弹角运动由零平衡位置分岔出稳定的周期运动。     

低速旋转尾翼式弹箭气动特性数值研究

为了研究低速旋转对尾翼式弹箭气动特性的影响,采用三维非定常N-S方程并结合滑移网格技术,在小攻角和全马赫数下,对某尾翼弹在低转速状态下的绕流流场进行了数值模拟。以美国陆-海军动导数计算标模验证该文算法的有效性。结果表明该方法有较高的精确度。由不同马赫数、转速和滚转角条件下的计算结果发现:纵向气动特性(即升力、阻力、俯仰力矩)不随转速而变化,平均滚转力矩系数和转速为定比例关系,平均马格努斯力系数随转速呈非线性变化,瞬时马格努斯力系数随滚转角呈正弦变化。     

网格翼-一种导弹稳定和控制新概念

对两种结构的网格翼的气动特性进行了试验分析，弹翼安装于由３倍弹径长的尖拱形头部和７．４倍弹径长的圆柱段组成的旋转弹身上。一台主天平和四台翼天平分别用来测量整个模型和每片翼的载荷，在测试中，翼偏转０°～１５°。马赫数范围变化从０．５～３．５，测试了每片翼的法向力，铰链力矩和根部弯曲力矩系数。结果表明，和同样尺寸的平板翼相比，网格翼铰链力矩系数极小，法向力和根部弯曲力矩和平板翼的差不多，并且网格翼的轴向力比升力相似的平板翼大。     

非对称变弹翼高速导弹气动特性计算与分析

通过不对称旋转左右弹翼的后掠角实现弹翼的不对称变化,利用飞行器快速计算软件Missile Datcom计算不同条件下导弹的气动参数.基于气动数据分析了后掠角非对称变化对升力、阻力、俯仰力矩及滚转力矩等气动特性的影响.通过分析可知,弹翼的不对称变形可显著的改变滚转力矩系数,将不对称变形的弹翼作为辅助控制机构,控制导弹的滚转运动,提高滚转运动的准确性和快速性.     

基于CFD的WCMD增程设计及弹道仿真

以美国某WCMD为背景进行滑翔增程设计,以使其达到防区外打击的目的。文中借助商业CFD软件FLUENT获得了加装滑翔翼后WCMD在不同马赫数、不同攻角以及不同舵偏下的气动力系数和力矩系数;将计算所得的气动数据进行力矩配平处理后,进行了加装滑翔翼后WCMD的三自由度弹道仿真,结果表明文中所设计的滑翔翼能使WCMD达到防区外打击的目标,且对其它飞行器的滑翔增程设计有一定的参考价值。     

导弹气动力系数的一种计算方法

主要研究在大攻角下,气流分离现象所产生的非线性项对法向力系数和俯仰力矩系数的相互影响及其计算程序。通过实例证明,该方法及程序有较好的工程实用价值。     

基于改进粒子群算法的旋转弹气动系数快速辨识

为了准确、快速地辨识旋转弹主要气动系数,建立了一个基于改进粒子群算法的气动系数快速辨识模型。该辨识模型以四自由度修正质点弹道模型为基础,以最小标准欧几里德距离为辨识准则,利用弹丸自由飞行试验测得的速度和转速数据,可同时辨识出弹丸的零升阻力系数、升力系数导数、极阻尼力矩系数导数以及马格努斯力系数导数。利用某155 mm旋转弹仿真所得的弹道数据对提出的气动辨识模型进行验证。结果表明:与气动系数理论值相比,零升阻力系数、升力系数导数与极阻尼力矩系数辨识值的平均相对误差较小,当马赫数在0.8～1.25范围内马格努斯力系数导数相对误差约为30%～50%,但马赫数在1.25～2.7范围内其误差较大; 根据气动系数辨识值计算出的弹道数据与仿真弹道数据相比,射程在26 km时相差约为8 m,速度变化完全一致; 相比于标准粒子群算法,提出的改进粒子群算法具有更快的收敛速度。     

级间分离过程中后体反向喷流对前体气动特性的影响

叙述了固体推进剂火箭级间分离过程中,反向喷流流场的特征和影响反向喷流流场结构的因素,介绍了反向喷流风洞试验的模拟参数,分析了后体反向喷流对前体法向力系数,俯仰力矩系数,阻力系数的影响以及喷流总压对前体气动特性的影响,并提出四点结论。     

集束穿甲弹气动力计算

建立了35mm集束穿甲弹的物理模型,使用大型流体计算软件Fluent计算了其在不同马赫数下的阻力系数分布和前腔所受气动力分布规律。为了减小脱壳时外弹托对弹芯的机械干扰需要调整前腔的尺寸,计算了不同前腔尺寸下弹前腔所受的气动力变化,为下一步脱壳分析做好准备。     

基于Fluent的末制导炮弹初始段气动仿真

利用商业CFD软件Fluent对某型末制导炮弹在不同攻角、不同飞行马赫数的气动力进行计算,得出该型激光末制导炮弹升力系数、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,并对结果进行了分析。