细长弹体的大攻角范围气动特性分析

研究分析了细长旋成体弹身类型气动外形的大攻角范围气动特性。描述了大攻角范围的单独弹身流场特性;分析了运用横流比拟法进行大攻角气动特性工程估算的方法;并以 THAAD 拦截弹为例,计算、分析并总结了细长旋成弹体的大攻角非线性气动特性,提出了导弹总体设计中需要注意的大攻角非对称侧力和静不稳定性的问题。     

格栅翼空气动力特性数值模拟研究

为了研究格栅翼的气动特性,采用数值模拟方法求解三维NS方程组,对格栅翼和平面翼战术导弹大攻角流场进行了数值计算,并重点分析了几何特征尺寸对格栅翼气动特性的影响。结果表明:与平面翼相比格栅翼具有失速攻角大、铰链力矩小等优点;格栅翼的格数、格壁厚度、剖面前后缘楔角对翼面法向力影响较小,对轴向力影响很大。     

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。     

末制导炮弹末制导段外流场气动仿真

文中主要利用商业CFD软件Fluent对某型末制导炮弹的末制导段在不同攻角、不同飞行马赫数的气动特性进行了数值仿真,得出了该型末制导炮弹升力系数、阻力系数和滚转力矩系数随飞行马赫数和攻角的变化规律.结果表明,计算所得气动参数可以为该末制导炮弹编制高精度射表提供数据依据和参考.     

小直径制导炸弹翼片的流固耦合仿真分析

为研究小型制导炸弹的翼片变形对气动特性的影响,采用双向流固耦合方法计算一种三弹翼气动布局的制导炸弹在柔性翼时的气动参数及气动变形,利用 FLUENT 计算其在刚性翼时的气动参数。仿真结果表明：2种翼片的制导炸弹升力系数、阻力系数及升阻比随攻角和速度变化的趋势相同;柔性翼的制导炸弹升力系数与升阻比都大于刚性翼,阻力系数小于刚性翼,最大变形量与攻角成线性关系。采用柔性翼的制导炸弹气动特性优于刚性翼。     

变体制导炮弹气动特性分析及弹道仿真

为使制导炮弹在不同飞行状态均保持较优的气动外形,提高飞行效率,增加射程,设计了一种变体制导炮弹,并开展气动参数计算、气动特性分析和弹道仿真等研究。首先根据设计指标确定变体制导炮弹的气动布局,通过迭代优化确定弹翼、鸭舵、尾翼的具体参数,并描述其控制方式和弹道特点; 随后利用工程化算法计算变体制导炮弹的气动数据,分析升力系数、阻力系数和静稳定度等参数与弹翼外形变化之间的关系; 最后根据气动特性分析的结果为所设计的变体制导炮弹制定变体方案,采用hp-自适应伪谱法,分别对变体制导炮弹和固定外形制导炮弹以射程最大为目标进行弹道优化。结果表明:所设计的变体制导炮弹满足设计指标,具有良好的气动特性和操纵性,弹道计算结果表明通过引入变体飞行技术可以使射程提升10%～22.5%,研究结果可以为今后变体制导炮弹的研究提供参考。     

气动偏心角对非对称翼末敏弹扫描运动的影响规律研究

针对非对称尾翼末敏弹的结构特点,建立适合力学分析的坐标系,分析考虑气动偏心角和大攻角非线性时的力和力矩模型,推导出六自由度运动微分方程组。以某非对称末敏弹结构为例进行数值仿真计算,计算结果与实验数据相吻合,表明：与非对称翼展开方向一致的气动偏心角能够诱导弹体产生稳定螺旋扫描运动,且扫描角必定与气动偏心角共面,扫描转速随气动偏心角的增大而减小,扫描角随气动偏心角的增大而增大,且大致成线性关系,为非对称翼末敏弹的结构设计和气动设计提供了理论参考。     

有头部偏角的尾翼火箭弹气动性能数值计算

运用通用流体计算软件CFX对有头部偏角的尾翼火箭弹气动特性进行了数值计算.计算了不同头部偏角和弹体攻角姿态时,在不同马赫数下火箭弹所受的空气动力,分析表明超音速飞行时抛物外形大长径比弹头相对弹体有一定转角时能产生较大的控制力和力矩.文中的计算分析可为发展弹道修正制导火箭弹提供理论基础.     

战术弹纵横向气动特性的计算方法

本文介绍战术弹纵横向气动特性的计算方法,其中用吸力比拟法计算翼的非线性力,用冲击流比拟法计算体的非线性力。所谓冲击流比拟,就是有攻角旋成体的横向流动沿轴向的发展,与从静止突然开始运动的二维圆柱绕流随时间的发展相似。部件之间的相互干扰将采用干扰因子和当量攻角法计算。给出了导弹上的自由涡轨迹和自由涡产生的翼面上下洗角分布。本方法适用于计算单独弹身、翼-身组合体、身-尾组合体和全弹在亚、超音速范围内的纵横向气动特性,其攻角一般在0°～20°之内,即弹翼上的涡不发生破裂,弹身体涡保持在对称性的攻角范围之内。此外,导弹可以绕其纵轴滚转,弹翼或尾翼呈“+”字形或"×”形。操纵面是全动弹翼或全动尾翼,并可作俯仰、偏航和滚转操纵。不同外形战术弹的计算结果表明,其纵向气动特性与实验值较符合,横向气动特性误差稍大。     

极小展弦比翼身组合体大攻角气动特性研究

极小展弦比翼身组合体在大攻角飞行时会形成非对称涡,产生很大的侧向力.为减小侧向力,研究了前体小翼对极小展弦比翼身组合体气动特性的影响.采用有限体积法对极小展弦比翼身组合体流场进行了数值模拟.对比了有无前体小翼翼身组合体气动参数随攻角变化趋势以及空间流场结果,重点分析了前体小翼对侧向力的影响.结果表明,前体小翼的存在可以显著降低全弹的侧向力,并且对全弹的零阻和法向力影响很小.     

非线性马格努斯力矩对弹丸共振不稳定性的影响

采用慢变参数法研究了低速旋转尾翼式弹丸在大攻角飞行时，受非线性Magnus力矩作用的共振不稳定性．求出了共振期间的角运动的近双解析解，经数值计算表明精度是可以保证的．还着重讨论了弹轴自由运动趋于稳志后和一般情况下发生共期间的攻角变化规律及其特性，并得出了共振期间强迫响应稳定的条件。     

火箭弹外流场的有限元数值仿真

文中利用大型流体计算软件FLUENT对某型火箭弹在不同马赫数、不同攻角下的气动特性进行数值仿真分析，结果表明：此方法能较合理地反映高动态外流场的特性，为新型火箭弹气动外形研发设计提供了一种高效的设计方法。     

超音速大攻角子弹药气动特性数值研究

子弹药从母弹中抛出时受诸多因素影响会发生翻转,其外弹道设计和计算需要研究其在大攻角情况下的气动特性。采用激波捕捉型和激波装配型两种网格,基于有限体积法求解积分形式的Navier-Stokes方程,使用可实现kε湍流模型封闭方程,对子弹药进行稳态数值模拟。得到其零升阻力系数随马赫数的分布规律,及马赫数为1.5时全攻角范围内的气动系数分布规律,使用数值纹影法显示流场特性随攻角的变化情况,结果采用Missile Datcom验证。     

边条对导弹大攻角气动特性影响的数值研究

通过与试验结果的对比,验证了基于求解Euler方程的数值模拟方法在计算导弹气动特性中的有效性。在此基础上采用数值模拟方法研究加装弹身长边条对导弹大攻角气动特性的影响。与无边条外形相比,安装弹身长边条后,导弹在大攻角条件下的法向力和纵向压力中心变化不大,但非对称姿态下的偏航力矩和低超音速时的滚转力矩有明显减小,表明在弹身上加装长边条可有效改善导弹滚动通道的稳定性。     

偏头控飞行器气动仿真与外形优化

针对智能偏转弹头的飞行器模型,以通用流体计算软件FLUENT为计算平台,进行了大量气动仿真实验.计算了不同头部偏角,不同马赫数和攻角姿态条件下,智能偏转弹头模型所受的气动力;分析在不同条件下升力、阻力和偏航力矩的变化情况,同时比较了不同外形的此类弹头的气动特性。仿真结果表明在飞行速度大于一个马赫的情况下,大长径比、尖锥外形的智能偏转弹头可获得较大的升阻比和偏航力矩,气动性能较好。     

基于N-S方程的十字翼大攻角导弹绕流数值模拟

基于雷诺应力模式的W＆J CC EARSM＋Hellsten k-ω湍流模型。采用N—S方程数值计算方法,模拟了十字翼导弹大攻角状态下绕流流场。通过计算结果和实验数据的比较,研究了在攻角40°以上时,弹翼和弹体之间的相互干扰,分析了不同攻角下弹体背风面分离涡的特点及背风涡对导弹气动力系数的影响。     

鸭式布局冲压增程制导炮弹三维流场模拟与数值分析

为研究鸭式布局冲压增程制导炮弹的流场与气动特性,根据其在冲压工作状态和被动飞行状态时对应的气动外形,应用分块网格划分方法和Realizable k-ε湍流模型对2种工作状态分别进行了三维流场模拟与数值计算分析,对不同马赫数下炮弹的流场与气动特性进行了研究。结果表明:在超声速条件下,相同攻角时阻力系数和升力系数都随马赫数增大而减小; 同一工况下,与相同外形参数但不采用冲压形式的鸭式布局制导炮弹(参考弹)相比,冲压工作状态下阻力系数约大50.5%,升力系数约小35.7%,被动飞行状态下阻力系数约大42.9%,升力系数约小11.9%; 被动飞行状态采用中心锥组件向前推进的形式对减小阻力是有利的。研究结果为鸭式布局冲压增程制导炮弹的气动外形设计与性能分析提供了一定的理论基础与参考。     

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。     

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。     

考虑可重复使用运载器耦合特性的改进标准轨道制导方法

针对可重复使用运载器再入返回段非线性、高动态、多约束、强耦合的特点,对传统意义上先根据飞行任务给定攻角变化曲线,再采用跟踪技术通过调整倾侧角进行轨迹跟踪的标准轨道制导方法进行完善,在考虑三通道耦合及实际飞行能力的情况下,通过引入攻角保持回路,改善倾侧角变化对实际攻角的影响。仿真结果表明,实际攻角能够很好保持在给定攻角附近,跟踪误差小于1°,从而保证再入制导精度,实现对标准轨道的稳定跟踪,使传统的单控制变量制导方法具有更广泛的适用性。