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。     

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。     

格栅翼外形参数对气动特性影响的数值计算研究

用计算流体力学方法系统地研究了格栅翼的格数、格壁厚度、格壁前后缘倒角对格栅翼气动特性的影响。结果表明：格数增加使格栅翼的阻力和升力都增大,而阻力增大得更显著;格壁厚度对阻力影响较大,对升力影响较小,格壁厚度增大,格栅翼的阻力显著增大;格壁前后缘倒角使阻力明显减小,而对升力影响不大。     

钻石背弹翼气动特性风洞实验研究

采用模块化方法设计了ー组具有“钻石背”弹翼的风洞实验模型,进行了六分量测カ实验,实验马赫数范围为Ma=0.4~0.8,攻角范围为-2°?12°俯仰控制舵偏角为-5°.实验结果表明：“钻石背”弹翼能提供较大的升力,具有“钻石背”弹翼的飞行器升阻比可达5以上,有很强的滑翔增程能力,适用于无动カ制导炸弹的滑翔增程;攻角>6°时,升力随攻角变化曲线的当地斜率迅速降低,应按最大升阻比选择滑翔飞行的攻角。     

一种大展弦比重叠式可折叠弹翼组件气动布局应用研究

以一种大展弦比“重叠式”可折叠弹翼组件为研究对象,采用数值模拟与风洞试验相结合的方法,分析了该弹翼组件气动布局在小型化滑翔型制导航空弹药中的应用,对弹翼组件的外形参数进行了优化设计。通过三自由度弹道仿真计算验证了该弹翼组件气动布局的气动特性及滑翔性能。研究结果表明:这种“重叠式”可折叠弹翼组件气动布局可以大幅度减小折叠弹翼在收拢状态下的外形尺寸; 在同样的弹体结构和尺寸包络限制下,弹翼弦长可达到传统面对称平直弹翼的2倍,有效增大了升力面面积,实现了在外形尺寸限制下的高升阻比气动布局; 该弹翼组件在结构上更为简洁紧凑,解决了传统的对折式弹翼形式在小型化制导弹药上应用所面临的结构效率和气动增益受限的问题。     

某灵巧枪弹气动特性数值计算分析

为提高枪弹的命中精度,对一种增程灵巧枪弹的气动特性数值计算进行分析。建立枪弹计算模型,应用 气动仿真软件FLUENT,采用数值仿真的方法,分析弹头及弹尾外形尺寸变化对灵巧枪弹气动特性的影响规律,并 以国外枪弹为基础对其进行算例验证。仿真结果证明了该数值仿真方法的准确性,可为枪弹气动特性分析提供参考 依据;随着弹尖半径的增加,枪弹阻力系数逐渐增大,升力及俯仰力矩系数的变化并不明显;随着圆弧部半径的增 加,枪弹阻力系数增大,升力系数减小,俯仰力矩系数增大,枪弹纵向静稳定性减弱;随着交界处半径的增加,枪 弹阻力系数减小,升力系数减小,俯仰力矩系数增大,枪弹纵向静稳定性减弱。     

固定翼二维弹道修正引信升力翼面位置的影响

固定翼二维弹道修正引信研究需要了解翼面之间的气动干扰。鉴于查不到相关文献,采用流场计算中广泛使用的数值模拟方法,计算引信及翼面的气动参数和修正弹的流场分布。计算结果表明,在固定翼二维弹道修正引信翼面尺寸和安装角度不变的前提下,随着升力翼面安装位置的前移,固定翼二维弹道修正引信的导转力矩、导转翼面的阻力和导转力矩以及升力翼面的阻力和升力均有所增加,而对导转翼面升力的影响较小;在跨音速时,引信及翼面的气动参数均变化较大。     

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.     

巡飞弹柔性弹翼气动特性研究

为了分析柔性弹翼的气动特性,采用气动仿真软件分析了不同弹翼翼型的升阻比特性,获得了弹翼表面鼓包和弯曲变形对巡飞弹飞行气动特性的影响规律,采用模型飞行技术对柔性弹翼进行了试飞测试验证,结果表明柔性弹翼表面鼓包使得其阻力系数约增加5%,一定的挠度使得其升力系数相比于无弯曲变形时大幅提高。通过创新性地给弹翼增加光滑蒙皮进行整形,有助于负载能力和飞行质量的提升。     

“钻石背”前后翼高度差对气动特性影响的数值模拟研究

在"钻石背"形翼几何外形及设计参数的基础上,选用NACA6411翼型,建立二维计算模型进行数值模拟,研究前后翼垂直高度差ΔH对低雷诺数下"钻石背"形翼气动特性的影响。结果表明,采用Transition SST湍流模型所得结果具有高的准确性和可信性;ΔH对气动特性的影响,在前后翼前缘间距约为前翼弦长的1.5倍附近,出现变化趋势反转的现象;优化气动布局的有效方法之一是合理选取ΔH和前后翼梢弦前缘间距d的设计值,在计算范围内,取ΔH=22 mm和d=100 mm,既能达到优化效果,又便于工程实际应用。     

大展弦比轴对称气动布局应用研究

以大展弦比轴对称气动布局为研究对象,通过数学仿真计算和风洞试验得到大展弦比轴对称气动布局的升阻力特性和弹翼受力情况。考虑到弹翼在气动载荷作用下会产生上翻现象,分析了弹翼上翻5°和10°时对全弹升阻力的影响。针对大展弦比气动布局采用折叠式弹翼组件的特点,分析了弹翼展开机构不同步对全弹气动特性的影响。结果表明,弹翼上翻对升力影响较大,对阻力影响可以忽略; 弹翼展开不同步对全弹气动特性影响较小。根据小型无人机载弹作战任务,提出了大展弦比轴对称气动布局在无人机弹药上使用的建议。     

二维弹道修正弹修正机构气动特性研究

二维弹道修正弹气动力特性的研究是求解二维弹道修正弹弹道、分析二维弹道修正弹飞行稳定的基础,是实现精准控制、减小散布必要的理论支撑.该文对二维弹道修正弹的力学特性进行了分析,采用弹翼组合体气动特性工程计算方法,建立二维弹道修正弹气动计算模型,对二维弹道修正弹的升力和阻力进行计算.计算结果与CFD仿真结果对比,误差均小于1...     

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。     

火箭亚跨超声速气动特性数值研究

为研究不同攻角、马赫数下火箭的气动特性,采用有限体积法,对某型火箭在亚跨超声速来流条件下的流场进行了数值模拟,给出了阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数、升阻比以及压力中心随攻角、马赫数的变化规律,结果表明:小攻角和大攻角条件下,阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数和压力中心随攻角表现出不同的特性,且与马赫数也有很大关系;不同马赫数下,升阻比最大值基本在22°～26°攻角范围内取得。     

Computational and Experimental Investigation on Aerodynamic Characteristics of Terminally Sensitive Projectile with S-C Shaped Fins

The design of terminally sensitive projectile scanning platform requires a better understanding of its aerodynamic characteristics.The terminally sensitive projectile with S-C fins has a complex aerodynamic shape,which is constructed with small length to diameter ratio cylindrical body on which two low aspect ratio fins are installed.The study focuses on the effect of fin aspect ratio on the aerodynamic characteristics.Simulation was carried on based on computational fluid dynamics(CFD) method,and the pressure distribution characteristic,drag coefficient,lift coefficient and rolling moment coefficient varying with attack angle were obtained.A free flying experimental investigation focused on the kinetic aerodynamics was made.The results show that the fins provide sufficient drag to balance the terminally sensitive projectile weight to keep it flying at low and stable speed.The lift coefficient has a negative linear varying with attack angle.The rolling moment decrease with the increase in attack angle and the decrease in wing span area.     

边条式前翼的制导航弹气动特性

针对四片边条式矩形前翼与弹翼、尾舵形成的＂×-×-×＂和＂＋-×-×＂配置的2种气动布局的制导航弹,应用数值方法对绕流流场进行了模拟,并依据数值计算结果从升阻特性和纵向静稳定性两方进行初步探讨,得出了＂×-×-×＂和＂＋-×-×＂2种气动布局下制导航弹的气动差异。     

再入滑翔式飞行器弹道特征与乘波构型设计

再入滑翔式飞行器是一种新型的远程快速精确投送工具.研究了滑翔式飞行器与常规再入飞行器的弹道特征;分析了速度倾角和升阻比对射程、高度和飞行时间的影响;建立了滑翔式飞行器对高升阻比的设计需求;采用改进的遗传算法开展了锥导乘波构型的多目标优化设计研究;并通过数值模拟和风洞实验分析了优化外形的气动性能.研究表明,高升阻比是滑翔式飞行器实现远程、快速、精确打击和机动能力的重要决定因素,乘波构型是实现高升阻比气动布局的有效手段;考虑到实际应用,需要综合升阻比、容积率和容积等要求进行多目标优化设计.数值模拟和风洞实验表明优化设计外形具有较好气动性能.