发动机燃气舵气动特性研究

采用仿真方法对某种矩形燃气舵推力矢量装置的气动特性进行研究,得到不同舵片配置、不同舵偏角下多种工况流场仿真结果。分析表明,该燃气舵在0°～20°舵偏角范围内,产生的垂直控制力、水平控制力均随舵偏角的增大而增大,垂直控制力与舵偏角具有较高的单调线性度,水平控制力随着舵偏角的增大,变化梯度呈逐渐增大的趋势。     

鸭舵式修正机构修正能力的分析与研究

为了研究鸭舵式修正机构的修正能力,建立了不同舵高和不同舵偏角的二维弹道修正弹丸三维模型,采用了流体动力学和运动学的联合仿真,重点分析了弹丸的升阻比气动特性、舵片减旋和姿态控制,得出修正效果.得出结论:50 mm高的舵片对射程的修正效果最好,55 mm高的舵片对偏航的修正效果最好;舵偏角越大的舵片对射程和射高的修正效果越好,但对航偏的修正效果不佳,而偏角较小的舵片对航偏的修正效果较好.     

燃气舵气动特性的机理分析

运用工程算法对燃气舵的气动外形进行设计,借助数值模拟方法并采用结构网格和边界层处理技术对已设计的燃气舵进行了单舵片的三维纯气相、无粘、层流绕流情况进行仿真。得到了燃气舵在不同舵偏角下的绕流情况和特点,模拟了燃气舵表面的压力分布,绘制了舵片在不同舵偏角下受到的阻力与升力随时间的变化曲线,给出了压心位置与铰链力矩的变化情况,并对计算结果进行分析。     

振动舵超音速定常和非定常气动特性研究

介绍了在小扰动假设下，势流控制微分方程及边界条件，用格林函数法将其化成超音速扰动速势积分－微分方程，给出了边界条件的处理及方程的数值解法，对振动舵的超音速定常和非定常气动特性给出了几个算例。     

机载导弹折叠舵展开气动特性试验研究

针对采用折叠舵的机载导弹发射后,舵面从折叠到展开过程中不同展开角下外翼面的气动特性特别是折叠轴扭矩进行研究。主要分析了展开角、来流马赫数、侧滑角对外翼面气动力的影响。研究发现,随着展开角的增加,外翼面气动力以及折叠轴扭矩均有不同程度增加;马赫数对外翼面的力及扭矩影响不大;随着侧滑角增加,外翼面受力及扭矩逐渐增加,增量与展开角有直接关系。     

基于风洞试验数据和仿真融合修正的气动特性预示技术

为提升运载火箭气动特性数值仿真预示精度,降低型号研制成本、缩短研制周期,提出了一种基于风洞试验数据和CFD数值仿真结果融合修正的火箭气动特性精确预示方法。以多组光杆构型火箭仿真计算结果和单个类似构型风洞试验数据为基础,建立了风洞试验与数值仿真计算结果融合修正模型,以获取未开展风洞试验构型的气动特性数据。经数据融合修正后的火箭气动特性数据已成功用于型号设计,并取得了较好的效果。     

二维弹道修正弹修正机构气动特性研究

二维弹道修正弹气动力特性的研究是求解二维弹道修正弹弹道、分析二维弹道修正弹飞行稳定的基础,是实现精准控制、减小散布必要的理论支撑.该文对二维弹道修正弹的力学特性进行了分析,采用弹翼组合体气动特性工程计算方法,建立二维弹道修正弹气动计算模型,对二维弹道修正弹的升力和阻力进行计算.计算结果与CFD仿真结果对比,误差均小于1...     

固体火箭燃气舵气动设计研究

介绍了固体火箭燃气舵气动设计中的几个问题，包括喷流流场分析、舵体材料选择及其性能分析、舵体理论外形和气动特性设计以及风洞和点火测力试验等。将舵的气动特性要求和舵的强度、刚度及烧蚀量等要求综合起来考虑，可以使燃气舵的研制一次成功。     

一种基于气动式末端控制的弹上行程开关测试方法

为了简化弹体行程开关测试,精确控制导弹出筒的时间,设计一种基于新型气动式末端控制的行程开关 压紧装置。通过程序控制弹体行程开关的接通和断开,发出模拟导弹出筒的信号,利用行程开关压紧装置中的压缩 气体通过气管作用到气缸上,达到控制弹体行程开关接通或断开的目的;同时通过测量弹体行程开关的阻值,达到 测试弹体行程开关的目的。试验结果表明：该测试方法操作简单、可靠性高,可减少人为操作带来的不确定因素, 提高测试系统的自动化程度。     

某型远程火箭炮训练模拟弹弹道特性研究

某型远程火箭炮采用122 mm火箭弹实弹作为训练模拟弹,由于远程火箭炮与122 mm火箭炮定向管长度的不同,导致它们的弹道特性有所差异.对两者弹丸出定向管管口附近同一位置的速度、弹道倾角和地面风修正量等弹道特性进行分析研究,得出了不能用现有122 mm火箭炮射表决定远程火箭炮训练弹射击诸元的结论.     

非线性力矩作用下气动偏心弹丸强迫圆锥运动稳定性条件

为了指导无伞末敏弹等气动非对称弹丸的结构设计和气动设计,建立了气动偏心弹丸在三次方非线性静力矩和二次方非线性赤道阻尼力矩作用下的攻角方程,运用平均法求解了方程的近似解析解及其线性变分方程。在此基础上,根据Hurwitz判别准则,得到了气动偏心弹丸做强迫圆锥运动的渐近稳定条件,分析了该条件的物理意义,并应用数值计算算例对该条件进行了验证。结果表明,当自转角速度和气动偏心角满足一定的约束条件时,三次方非线性静力矩和二次方非线性赤道阻尼力矩作用下的弹丸可以实现固定攻角的稳定强迫圆锥运动。     

远程制导炮弹有控段弹道优化设计

文中对某远程制导炮弹进行弹道优化设计,为了能够很好的控制炮弹飞行,将有控段分成滑翔段、增速段和过重补偿段进行研究。根据制导炮弹滑翔段的特点,建立了制导炮弹的弹道模型,然后根据所建立的模型,给出了一种基于滑翔段的弹道优化算法。该算法避免了繁杂的梯度计算,相对于序列二次规划法其计算量大大降低了。仿真结果表明,所设计的弹道方案不仅增大了弹丸的射程,也提高了弹丸的命中概率。     

小口径多功能弹破甲威力影响因素

为解决在有限的装药空间内提高破甲威力的问题,对小口径多功能弹破甲威力的影响因素进行数值分析。 以小口径多功能战斗部为对象,构建数值仿真模型,应用有限元软件,分析了药型罩锥角和装药高度变化对破甲威 力的影响,通过数值模拟及仿真结果对比,得出影响破甲威力的因素。仿真结果表明,药型罩锥角和装药高度对小 口径多功能战斗部破甲威力有较大的影响。     

基于ARM的陀螺仪特性仿真系统研究

以某型飞行器的惯性制导系统为应用背景,介绍了一种基于ARM的陀螺仪特性仿真系统的设计与实现。根据嵌入式系统的体积小、性能强、功耗低等突出特点,采用结构化的程序设计、模块同步通讯、电磁兼容、抗干扰与容错等技术,构建了以ARM为核心的陀螺仪仿真系统,解决了陀螺仪控制回路复杂、信号敏感度高等难题。     

气动不平衡式发射装置气水回收过程仿真与分析

当潜艇使用气动不平衡式发射装置发射鱼雷时,无泡系统的气水回收过程对潜艇的隐蔽性与艇体均衡均有直接影响。为了对无泡系统气水回收过程进行研究,建立了无泡系统的定时调节器、无泡气瓶、泄放阀等各组成部件的数学模型,并结合已有的气动不平衡发射系统的数学模型,进行了无泡系统气水回收过程的仿真。仿真结果与实际回收海水量的结果对比表明,所建立的模型基本正确,可用于气动不平衡式发射装置无泡系统的分析与论证。     

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。     

EFP成型影响因素的数值模拟

用LS-DYNA程序对等壁厚、球缺罩EFP的成型过程进行了三维数值模拟.根据模拟结果,得到了EFP的成型图象,绘制了装药长径比、药型罩曲率半径、药型罩厚度等物理量对EFP的速度的影响曲线,获得了上述物理量对EFP成型的影响规律,可以为EFP结构的优化设计提供参考依据.计算表明,三维数值模拟方法能够形象显示EFP成型过程的细节和各个物理量对EFP性能指标的影响情况,LS-DYNA程序是进行战斗部仿真试验的有效工具.     

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。