侧向喷流对导弹大攻角气动特性影响数值研究

为研究侧向喷流对导弹大攻角气动特性的影响,采用CFD计算方法对在侧向喷流干扰下的导弹流场进行了模拟。通过研究喷口附近流场结构与物面极限流线分布,分析力和力矩放大因子随攻角变化曲线,并采用"单位长度法向力系数增量"和"单位长度俯仰力矩系数增量"对放大因子曲线变化特点进行了研究,结果表明喷流位于迎风侧时干扰流场结构复杂,喷流干扰对导弹压力分布形成四个主要影响区。     

导弹尾喷流对机翼的气动影响

文中研究分析了无人机发射导弹时,导弹尾喷流对载机机翼的气动性能产生的影响;文中采用动态非结构网格技术,湍流模型为k-ω二方程模型,分析模拟了导弹发射初始阶段过程中不同距离对机翼气动性能的影响变化;分析结果表明,导弹发射初始阶段的尾喷流极大的改变了机翼周围的流场结构,对机翼的气动性能产生显著的影响;其研究结果对无人机的安全飞行具有一定的参考价值。     

旋转导弹横向喷流/超声速来流干扰数值模拟

以旋转坐标系下Navier- Stokes方程为控制方程,用有限体积法、对称TVD格式和重叠网格技术对带有单股和两股横向喷流旋转导弹的喷流干扰流场进行了数值模拟,计算了喷流与来流、喷流与喷流之间的干扰情况。结果表明：两股喷流增强了与来流之间的干扰,喷流与喷流间也存在干扰;两种干扰影响使力放大因子较单股喷流高;旋转使喷口前的分离区形状改变;在背风面喷流时,旋转使喷流羽流发生周向偏转,影响喷流干扰力放大因子。     

横向喷流对复杂外形导弹气动特性影响研究

通过求解可压缩NS( Navier - Stokes)方程组,得到横向喷流标模流场仿真结果,验证了横向喷流流场仿真方法的有效性.在此基础上对复杂外形导弹的干扰流场进行仿真,并从定性与定量两方面分析喷流位置和来流攻角对干扰流场的影响.对比分析了不同攻角时,有无喷流弹体表面压力分布,给出了有无喷流的弹体法向力沿轴向变化规律...     

导弹横向喷流干扰效应研究

通过理论分析和工程方法,阐述了横向喷流对导弹气动特性的影响,分析了喷口位置、喷口落压比、喷流总温、燃气比热比、喷口直径、喷管斜置角、喷管斜切角对尾翼气动特性的影响规律,对项目的研制具有一定的指导意义。     

防空导弹直接侧向力与气动力复合控制技术综述

介绍了防空导弹直接侧向力与气动力复合控制技术(以下简称复合控制技术)相关概念与特点,系统地分析了姿态控制方式和轨道控制方式,并对复合控制的关键技术进行了归纳总结.最后分析总结了复合控制技术研究中存在的问题及其未来可能的发展方向和趋势.     

侧向力对自旋导弹稳定性的影响

水平侧向力会导致自旋导弹不稳定飞行。对准弹体坐标系中横向运动非线性模型进行了线性化，利用劳斯稳定判据得到侧向力作用下的稳定性条件，分析了侧向力作用导致的进动和章动不稳定运动。与Lloyd研究结果进行了对比，证明本模型和方法的正确性。本方法比文献[2]方法具有更好的通用性。     

导弹气动力/侧向推力混合控制特性研究

建立了具有气动力和侧向推力混合控制的导弹动力学模型,提出了将控制系统分成控制律和复合逻辑两部分进行设计的方法,并分析了姿控发动机到导弹质心距离对控制效果的影响.     

无人机导弹滑弹一体式发射对机翼的气动干扰

无人机机载导弹发射产生的尾喷流对机翼的气动干扰影响载机飞行安全。本研究以Fluent软件为基础,采用二维非结构动网格技术并选择标准k-ω二方程湍流模型,对导弹沿导轨弹射滑行后点火和直接点火的发射过程分别进行数值模拟,并对两组结果进行对比。结果表明：滑弹一体式发射装置在一定程度上降低导弹尾喷流对机翼的气动影响。该研究为无人机导弹滑弹一体式发射装置的研究提供一定参考。     

侧喷试验中喷口与模型间缝隙影响的数值研究

文中通过求解三维可压缩N-S方程,对超声速侧向单喷流干扰流场进行了数值模拟,验证了侧向喷流复杂流场数值模拟方法的可靠性.以此为基础,针对侧向喷流间接模拟风洞实验中喷口与模型存在缝隙的导弹外形,开展了数值模拟研究,分析了通气缝隙和不通气缝隙的流场结构.计算结果显示,缝隙通气与否对缝隙内的流动有明显影响,而对喷流干扰流场的影响比较小.     

细长弹体横向超音速喷流数值模拟

采用AUSMDV迎风格式空间离散三维定常可压缩NS(Navier-Stokes)方程组,数值模拟了带有横向超音速喷流的尖拱弹体流动。分析了干扰流场涡结构、波系结构以及干扰流场对弹体气动特性的影响,给出了物面极限流线图谱。结果表明,喷流上游的高压区与下游的低压区产生附加的气动力,将物面压力分布与试验结果进行比较,二者具有较好的一致性。     

采用直接力的空空导弹越肩发射控制设计

针对空空导弹越肩发射的姿态控制需求,采用直接力控制装置,分别建立了小攻角模型和大攻角模型,利用滑模变结构控制方法设计了姿态控制律,所设计的控制律能够满足导弹越肩发射快速转弯的要求,仿真结果说明了此方法的有效性。     

微型脉冲固体火箭发动机侧喷流数值仿真

针对不同工况条件下的微型脉冲固体火箭发动机侧喷流外流场进行两相流条件仿真研究,除了对不同导弹攻角条件下的两相流进行分析,还探究了弹体表面参数受颗粒的影响情况.研究结果表明:在同一颗粒质量分数条件下,颗粒直径越小,对喷流的控制效果产生消极影响越大;在两相流情况下,颗粒相对干扰流场的结构产生了较大影响,颗粒相对喷流的控制效果起消极作用;导弹处于正攻角时,有利于喷流控制作用,攻角越大,控制效果越好.     

导弹脉冲喷流矢量控制中的气动干扰数值模拟

为探索脉冲喷流矢量控制中的气动干扰数值模拟结果与时间推进格式的关系,文中采用非定常时间推进方法模拟了一个常规发动机喷流干扰流场的发展过程,得到了喷流产生的非定常气动干扰力和力矩。分析表明:喷流流场存在严重的干扰滞后现象;当模拟总压呈尖脉冲的喷流干扰时,应采用非定常时间推进格式才能得到较准确的结果,而采用定常方法预测的气动干扰量误差较大。     

微型脉冲固体火箭发动机侧喷流数值仿真

针对不同工况条件下的微型脉冲固体火箭发动机侧喷流外流场进行两相流条件仿真研究,除了对不同导弹攻角条件下的两相流进行分析,还探究了弹体表面参数受颗粒的影响情况.研究结果表明:在同一颗粒质量分数条件下,颗粒直径越小,对喷流的控制效果产生消极影响越大;在两相流情况下,颗粒相对干扰流场的结构产生了较大影响,颗粒相对喷流的控制效果起消极作用;导弹处于正攻角时,有利于喷流控制作用,攻角越大,控制效果越好.     

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。     

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。     

超声速来流与横向喷流干扰流场冻结流数值模拟

利用对称TVD格式和重叠网格技术数值求解NS方程及组分方程，采用单一空气组分模型和双组分冻结流模型，模拟了某导弹构形的横向喷流干扰流场，对计算结果进行了分析．