CG-01高速风洞弹箭模型动稳定性导数实验系统设计

为在风洞中真实模拟弹箭飞行运动状态,提高弹箭模型动稳定性导数测量水平,在CG-01高速风洞全新研制了一套动稳定性导数实验系统。该系统包含控制子系统、数据采集子系统、数据处理子系统和中小长细比模型实验装置、大长细比模型俯仰振动实验装置、旋转弹模型实验装置3个不同的实验装置。针对中小长细比模型,采用传统强迫振动方法建立了滚转、偏航和俯仰振动的实验装置;通过尾部强迫振动方式,开发出针对小口径、大长细比模型的俯仰振动实验装置;利用电机驱动弹体旋转,研制出两自由度旋转模型实验装置。整套实验系统经过了标模风洞验证实验,结果表明：中小长细比模型动稳定性导数实验装置在不同马赫数和迎角下测量的结果具有较高的精度;与国内外实验数据和计算流体力学数据进行了对比分析,实验结果处在可接受的误差范围内。大长细比模型和旋转模型动稳定性导数实验装置具有较高的工程应用价值。     

大振幅强迫俯仰振动下的钝锥体动态特性数值研究

为研究高超声速弹道导弹外形(HBS)在大振幅条件下的动态运动特性,采用空间二阶精度的NND格式和含双时间步法的AF-ADI隐式时间方法离散非定常N-S方程,数值模拟了HBS标模以不同振幅、频率强迫俯仰运动的非定常流场.模拟得到了大振幅强迫振动HBS外形下的气动力/力矩特性以及非定常运动的流场显示,结果表明,大振幅俯仰运动条件下HBS标模的气动力/力矩具有迟滞特性,并受到俯仰振动幅度和频率的影响.     

某鸭式布局弹箭的俯仰动导数计算与分析

为了研究鸭式布局弹箭俯仰动态特性,应用基于N-S方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,结合刚性动网格技术,采用小振幅强迫俯仰振动法,对某鸭式布局弹箭的俯仰动导数数值计算进行了研究。以国际动导数Finner标模为对象进行了计算验证,计算结果与实验结果吻合良好,表明该文采用的方法具有较高的精确性,使用的计算条件是可行的。在此基础上,进一步探究了某鸭式布局弹箭俯仰动导数随初始攻角、马赫数的变化关系,结果表明,对于该鸭式布局弹箭,其俯仰动导数随攻角、马赫数的变化规律与俯仰力矩系数的变化规律基本保持一致。     

基于非定常CFD的俯仰动导数计算方法

采用基于N-S方程求解的非定常CFD技术,对俯仰动导数数值计算方法进行了研究。研究了时间步长、内迭代次数、强迫运动幅值、减缩频率对俯仰动导数计算结果的影响。计算了动导数标模在不同马赫数下的俯仰动导数,并与实验结果进行了比较。结果表明,时间步长与减缩频率是影响俯仰动导数计算结果的2个重要因素。给出了俯仰动导数数值计算时间步长与减缩频率选取的一般原则。基于非定常CFD技术的俯仰动导数数值计算方法精度较高,与实验结果吻合良好,具有较高的工程应用价值。     

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。     

多片弹翼反坦克导弹动导数数值计算

为估计一种多片弹翼反坦克导弹动态气动特性,改进现有的数值模拟计算飞行器动导数的方法。采用准定常方法,利用滑移网格技术模拟飞行器定常滚转运动流场。使用减缩频率法,通过更改来流条件,模拟飞行器的非定常俯仰振荡运动。在此基础上介绍了滚转、俯仰阻尼力矩的具体计算过程。将这些方法应用于标准验证模型和一种多翼反坦克导弹的动导数计算中。计算结果表明：用这些计算方法计算飞行器的动导数,具有精度高、效率高的特点,可以被工程应用所参考。     

基于CFD的大跨度桥通载过程颤振稳定性分析

大跨度桥的风致动力响应是抗风设计中的关键问题。为缩短装配式钢桁架桥的设计周期、降低成本,采 用数值模拟的方法对钢桁架桥通载过程颤振稳定性进行分析。采用计算流体力学与动网格技术建立数值风洞,构建 钢桁架桥通载过程的2 维仿真模型,模拟桁架桥通载过程的分状态强迫振动,以2 维3 自由度耦合颤振分析方法为 理论依据,仿真分析某型装配式钢桁桥通载过程的断面绕流场和桥梁上颤振自激励,识别出颤振导数,并得到通载 过程颤振临界风速。结果表明：仿真结果与风洞实验结果一致,证明该方法是可行、可靠的,可为以后工程应用奠 定基础。     

模拟过载与振动耦合条件下的绝热层烧蚀试验

发展了一种模拟过载与振动耦合条件下的绝热层烧蚀试验方法．研制了试验装置，利用收敛管使颗粒聚集来模拟过载条件下发动机内的高浓度颗粒流．振动通过激振电机、活动台架和弹簧组件来产生。用该试验装置针对5-II材料开展了模拟过载和振动耦合条件下的烧蚀试验．试验工况模拟了飞行高过载（横纵向50g）和振动（频率49．3Hz，加速度幅值12g、频率48．8Hz，加速度幅值15．4g）的耦合状态。试验发现5-II材料试件表面被颗粒冲蚀出了明显的凹坑，烧蚀要比常规条件下的大很多，这主要是由过载造成的。通过分析，认为在文中试验条件下．振动对高浓度颗粒冲蚀产生的绝热层烧蚀有一定的弱化。     

挂架天平测量飞机外挂物运载飞行载荷

为了飞行试验测量外挂物运载飞行载荷,开发了六分量挂架天平。给出了稳定平飞、对称拉起状态下飞行试验获得的外挂物载荷典型结果,利用风洞实验得到的外挂物气动导数计算出相同飞行状态下的外挂物运载气动载荷。结果间比对分析,稳态下载荷大小和规律十分一致,机动状态下的差异值得深入研究。挂架天平用于飞行试验测量外挂物载荷是切实有效的。     

高超声速弹头俯仰动态特性数值研究

在Etkin的非定常气动力模型基础上,采用非定常Navier-Stokes方程描述高超声速导弹标模外形(HBS)的非定常强迫振动流场,引入采用Power限制器的空间三阶精度PWNND格式进行数值离散,研究HBS在不同攻角下的俯仰阻尼特性,并与实验及牛顿理论结果进行了对比;同时还研究了包括振动减缩频率、振动振幅及底部流动等因素对HBS俯仰阻尼特性的影响。     

超声速风洞试验模型启动载荷抑制技术

为解决超声速风洞启动/关车时,启动载荷过大易损坏天平和模型的问题,设计一种平板装置抑制启动载荷方法.详细阐述试验装置的结构和流程,用飞行器模型进行抑制效果试验研究,并分别比较模型受到启动载荷随轴向位置、法向位置和M的变化.研究结果表明:该装置在减小马赫数2.0～4.0时模型的启动载荷和抖动幅度,对升力、俯仰力矩、阻力的抑制效果较明显.     

某制导侵彻航弹飞行弹道研究

根据某制导侵彻航弹射程远、弹着角大的要求,提出该航弹的总设计指标,设计和优化了飞行方案.初始投弹段设计了俯仰角稳定回路,给出了频率特性曲线,中间段沿方案弹道飞行,根据模型风洞吹风试验数据设计和优化弹道,弹道末段采用改进型比例导引律并提出修正限制终点落角.数值仿真表明该飞行方案满足侵彻航弹对射程和末段着靶姿态的指标要求.     

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。     

动力系统的理论频谱图和弹(箭)体的消谐减振

指出导弹武器以及运载火箭的动力系统是弹体结构和有效载荷所必需承受的强迫振动的振动源。用求解动力系统全系统动力学方程组的方法,首次提出动力系统强迫振动源按逐个飞行秒得出的理论频谱图,这些频谱图与发动机试车中试车台系统测试有着惊人的一致性,也与飞行遥测数据有很好的一致性。显然,所提出的动力系统强迫振动理论频谱图对导弹和卫星运载工具内部振动接口将发挥它的重要作用。     

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.     

无人直升机自主飞行的全数字仿真

针对目前无人直升机控制方法无法自行决策、管理及诊断和自修复等问题,对无人直升机自主飞行进行全数字仿真。以带主旋翼和尾桨的无人直升机为背景,以其吹风试验获得的状态矩阵和控制矩阵为仿真模型,设计无人直升机自主飞行时的控制律。以VC++为开发环境,对该无人直升机模型进行全数字仿真。仿真结果表明:该方法合理可靠,界面友好,能实现飞行状态动态变化的实时监测。     

三阶正交多项式移动平滑算法及其应用

提出了一种三阶正交多项式移动平滑算法，可以避免采用一般多项式最小二乘平滑时，需用矩阵求逆的方法解正则方程时容易出现的方程病态问题。并将其应用于带量测噪声的试飞数据预处理。文中通过算例验证了该法进行数据平滑时的有效性。