格壁后掠的栅格翼气动特性数值模拟

减阻是栅格翼研究中的一项重要任务。文中归纳了目前常用的减阻措施;通过对机翼后掠减阻的分析,以正置式栅格翼为基础,建立了格壁后掠的栅格翼的三维模型;然后进行数值模拟分析,结果表明格壁后掠对栅格翼气动特性和减阻特性起到了积极的作用,能够提高升阻比并减小阻力。     

后掠式栅格翼减阻机理及气动性能分析

以CFD为主要手段,开展了后掠式栅格翼减阻机理及气动性能分析研究。首先介绍了本文采用的数值模拟方法及网格技术,通过与风洞试验和文献值的对比,验证了栅格翼数值模拟方法的可靠性。在此基础上,开展了单栅格翼后掠减阻数值模拟研究,分析了栅格翼格片后掠减阻的机理,对比研究了格片后掠和前掠的减阻效果,获得了格片不同后掠角对栅格阻力的影响量,研究结果表明:栅格翼后掠、前掠均会使得栅格翼阻力明显减小,升阻比明显升高;随着格片后掠角的增大,栅格前缘激波角变小,激波强度逐渐减弱,波阻降低。最后,将"后掠减阻"概念应用到真实栅格翼构型中,通过整体后掠设计,实现了栅格翼跨声速阶段5%~7%的减阻效果。     

四边形格壁后掠式栅格翼气动特性研究

格壁剖面形状不同的栅格翼其升力性能也大有不同,前期研究表明菱形剖面和四角形剖面栅格翼比矩形剖面栅格翼减阻能力更好.文中基于此对后掠45°的栅格翼进行数值模拟研究,结果表明,投影尺寸相同的3种四边形后掠式栅格翼与其正置式相比均能够有效提高升力,增大升阻比,并且菱形和四角形剖面后掠式的栅格翼气动特性均优于矩形剖面后掠式栅格翼.     

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。     

基于负压梯度翼型栅格翼设计与水中数值分析

为改善栅格翼的水动力性能,基于流动不分离理论设计了负压梯度翼型,并将其运用于栅格翼的设计; 数值模拟研究了该翼型与NACA0015翼型在一定的空化数和攻角条件下的升阻及压力分布特性; 探究了3种叶片间距的负压梯度翼型栅格翼在不同攻角下的升阻、压力及空泡几何形状。结果表明,含攻角时,该翼型对应的临界空化数要比NACA0015的小,但二者升阻系数基本一致; 小攻角情况下,栅格翼叶片数量增加时升力会趋于一常值,但阻力会不断增加; 大攻角情况下,叶片数量的增加会导致升力和阻力均明显增加。对于同一叶片间距的栅格翼,攻角越大,栅格翼叶片由上至下空泡的长度和厚度减小的速率越大。对于不同叶片间距的栅格翼,叶片数量越大,各个叶片的压力干扰越剧烈,压差阻力越大,导致升阻比降低。同时,剧烈的压力干扰会导致栅格翼的空泡长度增加。因此,在满足水动力特性要求时,基于该文翼型设计负压梯度翼型栅格翼应尽量减少叶片数量。     

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。     

不同剖面形状的栅格壁对栅格翼气动特性的影响?

鉴于栅格翼相对于传统平板翼所体现的优越性,有必要研究其气动特性。栅格壁剖面形状作为一个重要的几何特征,采用数值模拟的方法,分别对不同的剖面形状进行气动分析。结果显示：剖面形状为菱形、四角形、六角形的栅格翼与矩形剖面的栅格翼相比能够很大程度的减小阻力,一定程度上增加升力,并且提高升阻比。流线型剖面的栅格翼中,菱形和四角形的栅格翼存在较好的气动性能。     

一种新型水下栅格翼的空泡水动力试验

为了寻求一种新型的适用于水下航行器上的栅格翼,开展了栅格翼外框剖面形状及格片数量对其流体动力特性影响的试验研究.通过对试验给出的4种栅格翼的流体动力特性研究发现,其中一款低阻力外形栅格翼其剖面形状具有一定的减阻效果;增加栅格翼格片的数量可以提高升力,但同时也会增加阻力;当栅格翼产生空化后,其升力急剧下降,而阻力略有降低.本文的试验结果可以为水下栅格翼的外形设计提供参考.     

一种变形翼的气动特性数值模拟研究

为研究可变形翼在动态变形过程中的气动特性,文中利用数值模拟软件FLUENT中的动网格技术,模拟了可变形翼在不同变形速度下的变展长、变后掠和变翼型等变形过程的气动特性.结果显示翼的不同变形方式和变形速度对翼的气动特性产生不同的影响,变展长受变形速度的影响不大,而变后掠和变翼型对变形速度比较敏感.分析结果对可变形飞行器的研究具有重要的意义.     

弹道修正引信菱形翼型等腰梯形十字减旋翼

当今修正引信减旋机构的翼面有两种形式:矩形翼面和网格型翼面.虽然它们都可以实现对弹丸的横向偏差的修正,但是矩形翼面的外形尺寸过大,而网格型翼面对弹丸的阻力影响较大.因此,设计了外形尺寸合适、影响较小同时又能满足弹丸修正能力要求的菱形翼型等腰梯形翼面.从气动力计算验证和仿真验证可看出菱形翼型等腰梯形翼面能够满足横偏减旋修正引信对修正量的要求,而菱形翼型等腰梯形翼面相较于矩形尺寸更小,比网格状翼面对阻力的影响更小.所以修正引信减旋机构应采用菱形翼型等腰梯形十字翼.     

装配过盈量对某枪弹底火感度的影响

研究了某枪弹底火以不同过盈量压入药筒后的撞击感度变化情况，基本明确了装配过盈量对底火感度的影响趋势。     

导爆管雷管延期体结构改进

本文主要介绍了索式延期体的纺织方法，其秒量与铅结构延期体秒量的精度对比，并探讨改进的目的和意义。     

尾翼稳定脱壳穿甲弹全弹道多目标优化设计

本文应用最优化理论和方法对尾翼稳定脱壳穿甲弹的装药结构和弹形结构进行了全弹道多目标优化设计.首先从装药结构和弹形结构计算出发,建立了尾翼稳定脱壳穿甲弹的内弹道、外弹道(含空气动力)、终点弹道计算模型,然后应用三种不同类型的优化方法对火药弧厚、装药质量、弹头长径比、弹芯直径、弹体圆柱部长径比五个设计变量进行了多目标优化设计,得到了比较满意的结果.     

混合稀土加入量对A356合金组织及性能的影响研究

研究了混合稀土加入量的不同对Al-Si合金A35 6力学性能的影响 ,运用金相显微镜和扫描电镜对其微观组织进行了观察与分析。结果表明 :稀土变质可有效地促进初生α相的粒状化 ,提高Al-Si合金的力学性能 ,不同的加入量对A35 6共晶组织粒状化的作用是不同的 ,混合稀土的最佳加入量应在 0 .2 %左右 ,同时 ,应严格控制其它工艺参数。     

装调误差对滚仰式导引头视轴指向的影响分析

研究了装调误差对导引头视轴指向精度的影响。针对滚仰式导引头的结构特点,对位标器的主要装调误差进行了分类。利用坐标变换和空间几何关系,得到了导引头视轴指向误差和装调误差的函数关系。仿真结果表明视轴的指向误差与指向位置和框架角位置都有关联。所得结果对导引头的指标分解具有重要的参考价值。     

弹上线束电磁兼容仿真研究

导弹电磁兼容已经成为导弹现代设计中必须考虑的问题,尤其是弹上复杂线束在导弹电磁兼容问题中占有重要地位。文中以某型号导弹为背景,基于CableMod软件平台,采用仿真预测试的方法研究导弹电磁兼容问题,讨论了如何建立适用于仿真的导弹结构模型与电气模型,并对导弹内复杂线束间的串扰,以及弹体对线束产生辐射的影响进行了仿真和分析。仿真结果表明,线束内电源线与信号线分开敷设,且双绞屏蔽后相互串扰明显降低,并提出使用弹壁电缆套管代替U型电缆罩,能避免因缝隙产生的电磁泄露,抑制电磁辐射,有助于通过电磁兼容测试。     

固连接异形侵彻体最小内外径比的确定

根据两阶段空腔膨胀理论建立的杆侵彻弹坑形成模型,建立了固连接异形侵彻体最小内外径比的表达式。通过计算得出了火炮初速范围内固连接异形侵彻体的最小内外径比随撞击速度的变化规律。结果发现内外径比为0．5时前端杆开的坑径不足以使后端管不受干扰地进入。而增加到0．6时便能满足要求。     

脉冲推力器用烟火型装药燃烧性能研究

采用光纤测速方法,研究了脉冲推力器用烟火型装药药剂配比和装药密度对燃速的影响。通过密闭爆发器,测试了药剂的燃速压强指数。结果表明,不同配比的药剂虽然初期燃速不同,但后期燃速趋于相同;随着装药密度增大,燃速先增加、后减少;在装药密度1.45 g/cm³时燃速最高,可达到800 m/s. 在所测试压强范围内,烟火型药剂的压强指数为0.736 4,说明该烟火型装药药剂在一定压强范围内可稳定工作,能够实现脉冲推力要求。     

初速跳动对班组武器引信定位精度的影响

通过对班组武器杀伤榴弹的外弹道计算，得到外弹道参数的相互关系，根据初速变化对榴弹起爆位置的影响，分析了班组武器上采用计时引信和计转数引信两种不同方式引信的定位误差，探讨了提高班组武器杀伤效果的途径。