固定舵二维弹道修正弹气动特性分析

为了分析固定舵二维弹道修正弹的气动特性,应用UGNX建模软件对其进行三维实体建模。应用ICEM软件划分其网格模型,采用局部网格加密技术对弹体周围网格进行加密;应用Fluent软件对网格模型进行仿真计算,得到固定舵二维弹道修正弹的气动参数。通过将气动仿真数据与风洞试验数据进行对比,确定仿真结果可靠性。分析气动仿真所得数据,得出修正弹气动参数随马赫数和攻角的变化规律,为固定舵二维弹道修正弹气动特性和固定舵参数研究提供依据。     

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。     

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。     

燃气舵的气动设计

本文介绍了燃气舵的气动设计方法,包括燃气舵气动设计的内容和要求,舵面设计的依据、舵面安装位置的确定、舵面参数的选择、舵面转轴位置的确定以及舵面气动特性的估算和试验。文中根据实践经验提出的燃气舵气动设计原则和参数选择范围,可直接应用于各种战术导弹燃气舵的气动设计。     

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。     

超声速下栅格舵展开过程数值模拟

栅格舵从折叠到展开的过程中气动特性变化剧烈,对展开可靠性和导弹整体气动特性的影响都比较大。针对栅格舵这种复杂的构造形式,生成了带有棱柱层的非结构网格,再结合重叠网格技术对栅格舵导弹超声速绕流流场进行了数值模拟,计算结果与风洞试验结果吻合较好。在此基础上,对超声速下栅格舵动态展开过程的非定常流场进行了数值模拟,分析了栅格舵导弹动态气动特性的变化规律。     

推力矢量燃气舵特性的机理分析

为了研究燃气舵气动特性的形成机理,采用N-S方程模拟了推力矢量燃气舵表面压力分布,得到了不同舵偏角下燃气舵周围压力的变化曲线,分析了燃气舵表面不同位置压力的大小.结果表明,舵偏角的变化对燃气舵背风面的压力影响不大;随着舵偏角的增大,燃气舵迎风面的压力变化很大;在升力贡献方面,靠近根部区域大于梢部,最大厚度处上游区域大于下游.     

燃气舵推力矢量控制技术在反坦克导弹上的应用

为了提高反坦克导弹的过载能力,对燃气舵推力矢量控制进行了研究。通过理论分析法及数学仿真计算,分析了燃气舵的引入对弹体特性的影响。结果表明燃气舵能够有效提高弹体的控制能力和快速性,但会引起大攻角,同时还需考虑推力损耗和舵混合原则设计问题。研究结果为气动/燃气舵复合控制系统设计提供依据。     

舵片修正弹丸气动特性仿真研究

为了研究舵片修正弹丸的气动特性,建立了不同舵高和舵偏修正弹丸的三维模型,利用有限元分析和动力学仿真软件对弹丸模型进行分析和仿真,得出舵片不同高度、不同舵偏的弹丸在不同攻角、不同马赫数下的气动特性和不同舵片高度和不同舵偏角弹丸的气动特性变化规律,弹丸的气动力特性随舵片高度和舵偏角的变化而变化,其中50 mm高的舵片较其他舵片对弹丸阻力以及升力的影响较大,而8°舵偏角较其他舵偏角对偏航特性的影响较大。     

推力矢量发动机射流流场的数值分析

文中针对推力矢量发动机燃气流场的流动问题，运用数值分析的方法进行了研究。确定了该类问题的数学一物理方程，对几何建模、网格生成、边界条件等问题进行了详尽的描述，给出了适合的计算模型。针对两种燃烧室条件和不同的舵片尺寸，对发动机和燃气舵的组合模型进行了计算。计算结果揭示了包含燃气舵的推力矢量发动机的流动状况，表明文中创建的计算模型是切实可行的。研究的结论可以为推力矢量发动机及燃气舵的结构设计提供直接的参考。     

空空导弹燃气舵气动设计技术综述

介绍了空空导弹固体火箭发动机燃气舵气动设计过程中的有关技术问题,包括总体指标,限制条件,气动设计目标。详细分析了喷流流场的各种特性:不均匀性、瞬间性、扰动波系、高温和粒子流等。论述了燃气舵面外形设计中的有关问题:平面形状、剖面形状、舵轴确定、舵体安放、护板设计及舵面烧蚀等。     

超声速导弹燃气舵系统设计研究

以超声速导弹为对象,初步研究了燃气舵系统的设计．分析了燃气舵的气动布局以及在喷管上的安装位置对舵面效率的影响．在此基础上,结合助推器的性能参数,借助工程方法,对燃气舵的气动外形进行了设计．     

超声速导弹燃气舵系统设计研究

以超声速导弹为对象,初步研究了燃气舵系统的设计.分析了燃气舵的气动布局以及在喷管上的安装位置对舵面效率的影响.在此基础上,结合助推器的性能参数,借助工程方法,对燃气舵的气动外形进行了设计.     

推力矢量燃气舵在空空导弹上的应用研究

从气动角度,依据研究模型,运用典型条件,使用定性定量的方法对推力矢量燃气舵对导弹大攻角转弯和控制特性产生的影响进行了分析研究,指出推力矢量燃气舵控制对导弹的转弯速率贡献很大,燃气舵对超大攻角下的纵向控制和滚转控制等性能起着重要或决定性作用,以及在不同飞行条件和攻角下燃气舵对操纵力矩系数的贡献。根据对滚转控制的分析,指出了空空导弹选用燃气舵进行推力矢量控制的重要因素,及燃气舵对导弹性能带来的其他影响。     

DLR-F6外形计算网格及湍流模型影响因素研究

本文选用DLR-F6翼身组合体模型,分析了不同类型网格及湍流模型对机翼表面压力分布和翼根分离区的预测精度影响。分析结果表明,六面体、四面体和多面体网格预测得到的机翼表面压力分布和翼根分离区大小基本一致,在保证相同计算结果精度的前提下,多面体网格使用的网格单元数量最少,计算效率最高,且网格生成十分方便。此外,S-A,SST和RSM湍流模型均能较准确地预测出DLR-F6机翼表面压力分布,但S-A和SST湍流模型预测得到的翼根处分离区较实验结果明显偏大,而RSM湍流模型预测结果与实验结果更加吻合。从湍流模型构造上分析发现,S-A和SST模型基于湍流各向同性假设,忽略了角区分离流动处的雷诺正应力之差,而RSM湍流模型由于反映了雷诺应力的各向异性,因此预测得到的翼根处分离区与实验结果更加接近。     

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。     

导弹气动数据分析与评价方法

从控制系统设计工程应用的角度出发,介绍了导弹气动数据的分析与评价方法;利用力矩平衡的原理,介绍平衡舵偏与气动偏导数的求取方法;并用偏导数与物理参数计算出导弹的弹体特性,给出了弹体固有特性的分析与评价;求取平衡舵偏与舵偏角速度,初步论证了舵机的指标;通过对导弹性能的估算,绘制全空域的性能曲线,为控制系统的设计提供有效的数据支持;计算结果表明了所采用的方法的有效性。     

低阻远程榴弹气动分析

为考察枣核型低阻远程榴弹的气动特性，本文介绍了一组较系统的风洞测力实验，包括不同弧径比、不同舵偏角，带舵与无舵的八种模型，得到了前部阻力系数，升力线斜率、俯仰力矩系数导数，压心系数以及非线性影响系数，所得结果给进一步分析远程榴弹的气动特性提供了实验依据。在风洞实验的基础上，提出一个简便而实用的工程近似估算方法，给弧径比、舵偏角对各气动参数的影响，并对舵块的气动性能给予一定分析，工程近似计算结果与实验数据符合较好。     

战术导弹全动舵舵面缝隙效应研究

通过数值求解三维NS(Navier-Stokes)方程组,对正常式布局战术导弹超声速绕流进行了数值模拟.来流马赫数等于2.0,来流高度20 km.计算中采用三种不同大小的舵面与弹体缝隙,分别为0.005,0.015和0.025倍弹径.得到了不同攻角、不同舵偏状态的舵面气动载荷,主要研究了舵面与弹体间缝隙大小对迎风面与背风面舵面法向力系数及舵面压心位置的影响.数值计算表明,舵面缝隙变化对舵面气动特性影响很小.     

带燃气舵的固体火箭发动机尾流仿真

燃气舵的扰动使得固体火箭发动机高度欠膨胀的尾流场显得更加复杂。文中采用数值仿真计算的方法对比研究了不同高度下相同自由来流马赫数时的带燃气舵发动机尾流场的特性。得到存在燃气舵扰动时固体火箭发动机高度欠膨胀尾流场的轴向截面呈十字状;并且随着高度的增加尾流场膨胀程度增加,温度边界向外扩展;同时得到尾流场的长度约为200倍的发动机喷管出口直径。