不同气动载荷对大长径比弹箭柔性变形的影响

为了得出大长径比弹箭在自由飞行过程中柔性变形的变化规律、变形量的大小和弹体变形后应力的分布情况,文中通过ANSYS软件进行网格设计、气动载荷的计算及结构的计算,采用流固耦合的数值计算方法对不同马赫数下自由飞行的弹箭进行耦合分析,得到了弹箭的变形量大小和全弹的应力分布,为大长径比弹箭的设计与研究提供相关的理论依据。     

3 种翼型火箭弹气动特性数值研究

针对尾翼结构对大长径比火箭弹外流场的影响,建立3 种翼型火箭弹的3 维简化模型。在保证3 种尾翼 都能折叠到弹径尺寸的前提下,对3 种翼型火箭弹进行数值模拟,分析对比不同尾翼结构尾翼火箭弹的气动特性差 异,并验证了文中所采用数值计算方法的可行性。结果表明：增加卷弧翼数量会使弹箭的阻力系数增加,并使俯仰 力矩系数增大,弹箭的稳定性提高;相同尾翼数量的卷弧翼比平板尾翼的升力系数高,飞行过程中卷弧翼能产生更 大的升力;平板尾翼的侧向力矩系数绝对值比卷弧翼低。     

旋转体制下鸭式布局弹箭正弦打舵气动特性分析

为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律; 采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论:鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。     

高速箭弹滚转气动特性

为提高尾翼弹射击精度,对高速箭弹滚转气动特性进行研究。建立火箭弹简化模型,对不同翼片斜置角 的火箭弹进行数值模拟,采用有限体积法对空间进行离散,通过多参考系模型模拟火箭弹的定常旋转,得出火箭弹 的滚转阻尼力矩导数和平衡转速,并分别对有、无旋转条件下的气动特性进行分析。计算结果表明：火箭弹升力系 数随攻角的增大而增大,随翼片斜置角的增大变化不大;滚转阻尼力矩导数在高空时会骤减,平衡转速随着马赫数 的增大而增大。     

弹翼表面气动加热和烧蚀现象的研究

为高超音速飞行的弹翼建立了气动加热及烧蚀的数学模型,并编制了计算软件,用于模拟高超音速穿甲弹弹翼前缘的瞬时热效应．所采用的理论、方法及计算结果对以后进行高超音速弹箭的研究有一定的参考价值。     

弹性翼S-C型末敏弹气动特性研究

采用双向流体-固体耦合方法对无伞末敏弹进行气动弹性分析,研究了末敏弹尾翼在气动力作用下的变形规律,并对尾翼变形后的末敏弹系统进行气动特性分析,总结了末敏弹气动参数、尾翼挠曲变形随运动攻角的变化规律。研究结果表明,末敏弹的阻力系数和转动力矩系数均随着攻角的增大呈先增加、后减小的趋势,升力系数则随着攻角的增大呈单调递增趋势;自由飞行试验结果显示,与刚性翼末敏弹相比,弹性翼末敏弹的气动参数仿真值与试验值更为贴近。     

一种改进的"钻石背"翼设计

针对目前滑翔弹射程短的缺点,提出一种改进的"钻石背"弹翼.通过增大后掠翼的后掠角、前掠翼的前掠角和展弦比来改进钻石背弹翼,分析计算在飞行攻角为0°～8°的使用条件下不同飞行马赫数时的气动特性.在逆风飞行条件下计算飞行弹道,结果表明在12000m高度,270m/s水平速度投弹的条件下,射程达到110km以上.通过对翼张机构的设计,在原理上说明了菱形弹翼张开机构的可行性.     

跨速域大后掠角近距耦合翼气动干扰特性

为研究亚声速、跨声速、超声速及高超声速跨速域条件下,某正常式布局飞行器的大后掠角前翼对尾翼气动特性的影响和机理,通过有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程,并采用Spalart-Allmaras湍流模型对具有大后掠角近距耦合翼的飞行器绕流场进行数值模拟。计算得出受前翼气动干扰影响时尾翼的升力系数、阻力系数随马赫数和攻角的变化规律,且根据尾翼表面压力系数分布规律和周围流场结构,分析前翼对尾翼的气动干扰机理。研究结果表明：在亚声速、跨声速条件下,大后掠角前翼产生的后脱涡会影响尾翼周围的流场,尤其是尾翼前缘的绕流场,使尾翼上下表面的压力差减小,尾翼的升力和阻力系数均减小;攻角越大,前翼产生的涡流强度越大,前翼对尾翼的下洗作用越强,尾翼的升力系数和阻力系数的减小量越大;随着马赫数的增大,前翼后脱涡逐渐变弱,前翼对尾翼的干扰影响也逐渐减弱。     

尾翼式柔性弹箭飞行稳定性研究

建立了低速旋转的尾翼式弹箭飞行运动和柔性弯曲变形耦合的动力学模型和一般运动方程组，以梁的弯曲理论为基础，推导了柔性弹箭的弯曲变形方程，在准静态变形条件下推导出了柔性弹箭的攻角运动方程，并由此获得了尾翼式柔性弹箭的静态稳定性条件和动态稳定性条件，从中可以看出柔性变形对弹箭飞行稳定性的影响，为大长细经弹箭的设计提供了重要的理论依据。     

超高速弹箭发生烧蚀后对外弹道特性的影响

超高速弹箭在飞行弹道上将会出现表面气动加热烧蚀现象，烧蚀变形将影响作用在弹上的空气动力．从而影响飞行弹道。这种烧蚀变形、气动力、外弹道之间的相互影响、相互变化是伴随在飞行弹道上同时存在、相互依附的。文中通过对耦合计算气动力、外弹道和气动烧蚀．研究了超高速弹箭在飞行弹道上的气动烧蚀对外弹道的影响，以某典型的超高速穿甲弹为例．得到了该类穿甲弹可接受的烧蚀界限。为今后超高速弹箭的防烧蚀技术研究打下了基础。     

侧滑角对大长细比鸭式布局弹箭俯仰操纵性的影响

大长径比鸭式布局制导弹箭进行倾斜转弯控制时,受侧滑角、攻角和滚转角影响,鸭舵产生的斜吹洗流会引起尾翼和弹身产生额外的面外力和力矩。因此为研究侧滑角对大长细比弹箭操纵性的影响,将流场域划分六面体-多面体网格,采用CFD方法对鸭式布局弹箭在不同攻角、马赫数、舵偏角和侧滑角下的气动特性进行了数值模拟,得到了弹箭气动特性的变化规律,绘制出了弹箭的流线图、涡量图和压力云图,进行流场分析研究。利用风洞实验获得相关空气动力学参数,对实验结果作对比分析,发现风洞实验与数值模拟得到的结果都有较高的吻合度,验证了数值模拟方法的可行性。研究表明多数情况下侧滑角不为零时,由于弹箭的弹体较长,鸭舵的洗流向弹体一侧偏移,使得鸭舵的洗流对部分尾翼没有产生干扰,尾翼的当地攻角增大,尾翼法向力变大,弹箭的压心后移,平衡攻角减小,静稳定度变大,进而弹箭的俯仰操纵效率降低;而在少数情况下弹箭尾翼当地攻角却降低,尾翼法向力有所降低,静稳定度变小,弹箭的操纵效率有所提高。     

超高声速穿甲弹气动烧蚀的研究

引用超高声速飞行弹丸的6D外弹道模型，结合弹头部和弹翼前缘的烧蚀计算模型，通过耦合计算外弹道模型和烧蚀模型，得出只要弹丸在起始一段时间内能够经受一定的气动加热，那么，在剩余的飞行时间里，它将不再发生烧蚀，这对以后进行超高声速弹箭的设计有一定的参考价值。     

火箭弹折叠尾翼的质量优化设计

火箭弹作为一种飞行武器,弹体应具有良好的气动性能.弹翼作为火箭弹结构的重要部分,可以产生飞行升力和对弹体的操纵力,并能加强弹体飞行的稳定性.火箭弹尾翼的质量与其飞行性能相关,此以火箭弹尾翼的质量为优化目标,进行尾翼的轻量化设计.根据火箭弹飞行的空气动力学要求,在尾翼面积不变的条件下以尾翼翼根厚度和展向厚度变化量作为设计变量,以翼面受气动载荷时的最大挠度和翼面展开时间为约束变量.通过理论分析和数值计算,给出了设计变量的设计可行域,得到了尾翼质量的优化设计结果,其优化后质量比优化前减少41%.     

旋转尾翼弹马格努斯效应数值模拟

为研究低速旋转尾翼稳定弹箭的马格努斯效应,采用滑移网格技术,在超声速条件下对某低旋尾翼弹开展了气动数值模拟。对弹箭绕弹轴自旋的流场进行非定常计算,获得了该弹箭的气动系数;对马格努斯效应在不同工况下的变化规律进行了理论分析,讨论了不同因素对马格努斯效应产生的影响。结果表明,相同转速下,旋转尾翼弹的马格努斯效应随攻角增加而增大,且在40°~60°攻角范围内达到峰值;对于相同攻角,马格努斯力和力矩系数在较大转速下呈线性增加趋势。     

扭曲尾翼弹箭气动外形多目标优化

为了提升掠飞末敏弹战术技术性能,将扭曲尾翼结构应用于弹箭气动布局,并在风洞实验基础上,结合计算流体力学、正交实验、逐步回归分析以及多目标遗传算法,对扭曲尾翼弹箭开展了以增旋、减阻为目标的气动外形多目标优化设计,最终给出了尾翼外形的Pareto优化方案。结果表明：采用扭曲尾翼结构有利于改善弹箭气动性能;所建立的气动参数代理模型,能对弹箭阻力系数和平衡转速进行准确预测,并得到了尾翼几何参数对其影响规律;基于多目标遗传算法最终得到的Pareto优化方案,达到了良好的增旋、减阻效果。该研究方法对扭曲尾翼弹箭气动优化设计具有参考意义。     

小直径制导炸弹翼片的流固耦合仿真分析

为研究小型制导炸弹的翼片变形对气动特性的影响,采用双向流固耦合方法计算一种三弹翼气动布局的制导炸弹在柔性翼时的气动参数及气动变形,利用 FLUENT 计算其在刚性翼时的气动参数。仿真结果表明：2种翼片的制导炸弹升力系数、阻力系数及升阻比随攻角和速度变化的趋势相同;柔性翼的制导炸弹升力系数与升阻比都大于刚性翼,阻力系数小于刚性翼,最大变形量与攻角成线性关系。采用柔性翼的制导炸弹气动特性优于刚性翼。     

二维修正弹修正组件反旋与不旋气动特性对比

为了研究修正组件反旋与不旋对弹箭气动特性的影响,在CFD软件中采用滑移网格方法对双旋二维弹道修正弹在不同攻角、马赫数下的气动特性进行了数值模拟,得到了气动特性变化规律,研究了鸭舵在不同滚转角下弹箭的修正能力,着重分析了修正组件反旋与不旋时该弹气动特性的差异。研究表明,修正组件反旋以后阻力系数与升力系数有所下降,非零攻角下该弹始终会有侧向力存在,通过控制同向舵的周向位置可以对射程和飞行方向进行修正。     

弹翼静气动弹性计算

采用迭代法研究大展弦比弹翼的静气动弹性.弹翼的气动载荷采用涡格法进行计算,弹翼结构特性采用有限元软件(ANSYS)进行数值模拟,通过面样条插值方法将气动计算网格上的载荷插值到有限元计算模型的网格节点上进行数据交换.以布撒器弹翼为算例,在计算中对张开式弹翼翼身连接方式进行了简化.计算结果给出了计及弹性的翼面变形以及变形前后翼面的压力分布,且对不同材料特性条件下弹翼变形特性和变形前后的压力分布进行了比较.     

超高速弹箭飞行弹道研究

超高速弹箭在飞行弹道上将会出现表面气动加热烧蚀现象,烧蚀变形将影响作用在弹上的空气动力,从而影响飞行弹道。这种烧蚀变形、气动力、外弹道之间的相互影响、相互变化是在飞行弹道上同时存在、相互依附的,对外弹道求解与普通弹箭有很大区别。对此进行了研究,并对超高速弹箭的飞行弹道进行了数值分析,其结果对今后深入开展这方面研究有一定参考意义。     

低速旋转尾翼式弹箭气动特性数值研究

为了研究低速旋转对尾翼式弹箭气动特性的影响,采用三维非定常N-S方程并结合滑移网格技术,在小攻角和全马赫数下,对某尾翼弹在低转速状态下的绕流流场进行了数值模拟。以美国陆-海军动导数计算标模验证该文算法的有效性。结果表明该方法有较高的精确度。由不同马赫数、转速和滚转角条件下的计算结果发现:纵向气动特性(即升力、阻力、俯仰力矩)不随转速而变化,平均滚转力矩系数和转速为定比例关系,平均马格努斯力系数随转速呈非线性变化,瞬时马格努斯力系数随滚转角呈正弦变化。