鸭舵机构对旋转弹丸气动特性作用研究

针对普通高速旋转弹丸低命中率问题,建立了有舵弹丸与无舵弹丸数值仿真模型.仿真研究了有舵弹丸相对无舵弹丸关于阻力、升力、滚转力矩及其系数以及射程和横偏的影响,结果表明:在保证弹丸飞行稳定的基础上,有舵弹丸在减旋情况下相对于无舵弹丸射程、射高、横偏减小;适当控制鸭舵姿态可以修回安装鸭舵机构带来的射程损失,同时对发生偏离弹丸进行有效修偏.     

鸭舵式修正机构修正能力的分析与研究

为了研究鸭舵式修正机构的修正能力,建立了不同舵高和不同舵偏角的二维弹道修正弹丸三维模型,采用了流体动力学和运动学的联合仿真,重点分析了弹丸的升阻比气动特性、舵片减旋和姿态控制,得出修正效果.得出结论:50 mm高的舵片对射程的修正效果最好,55 mm高的舵片对偏航的修正效果最好;舵偏角越大的舵片对射程和射高的修正效果越好,但对航偏的修正效果不佳,而偏角较小的舵片对航偏的修正效果较好.     

鸭舵修正机构舵偏角选择方法

为了研究鸭舵式修正机构舵偏角的选择方法,建立了不同舵偏角下弹丸的三维模型,并利用FLUENT和ADAMS软件进行联合仿真,得到了不同舵偏角下弹丸的空气动力数据和飞行稳定性特征。同时,研究了不同舵偏角对电机控制能力和鸭舵修正能力的影响,并进行了MATLAB仿真。结果表明,在满足全弹气动布局、飞行稳定、电机有效控制、弹丸修正能力的基础上,尽量选择舵偏角大的舵翼结构。     

固定舵二维修正弹外弹道仿真与动态模拟

为研究固定舵二维弹道修正弹的修正能力,采用流体力学分析软件Fluent与机械系统动力学自动分析软件Adams联合仿真方法建立了固定舵二维修正弹的动力学仿真模型。基于鸭舵修正原理提出了仿真环境下鸭舵减旋和测姿的模拟方法,在Adams软件环境下通过在舵片模型上建立Marker监测点实现了对鸭舵实时滚转角的直接监测;应用该仿真方法对横风作用力从1 N增大到10 N的情况进行仿真,相比于无风干扰,横偏增加了36.5%到298.0%;分别对10 N横风作用力、0.5°横向跳角和0.5°定起角干扰下的弹道修正进行了仿真。研究结果表明：相对于无修正情况下的横偏,在10 N横风作用力下的修正量能够达到90%,由跳角引起的横向、纵向落点偏差得到显著降低;通过与半实物仿真实验及实弹射击试验的对比,证明该仿真方法具有一定的合理性。     

迫击炮弹引信精确制导组件气动外形优化

为了给二维弹道修正精确制导组件气动外形设计提供参考,将Fluent流体仿真与编制的外弹道解算程序相结合。利用Fluent所得到的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、赤道阻尼力矩系数以及稳定储备量等弹丸气动参数导入弹丸运动方程,分析其外弹道特性,对该二维弹道修正精确制导组件所使用固定鸭舵的舵截面翼型、面积、形状、斜置角、位置以及弹丸尾翼的形状和面积进行了气动优化设计。仿真验证结果表明,鸭舵添加后明显增大了弹丸阻力系数,并且鸭舵的位置越靠近弹体顶部,越不利于弹丸的稳定。对于所配用的迫击炮弹,鸭舵截面翼型取低速翼型系列中相对弯度为0,最大弯度为0,相对厚度为12%的NACA 0012翼型,单个鸭舵面积为723 mm~2、控制舵斜置角为4°、差动舵斜置角为6°、单个尾翼面积为4 567 mm~2,在弹丸初速341 m/s,射角45°时的最大横向修正距离可达112.61 m,满足设计要求。     

旋转稳定二维修正弹鸭舵法向力计算模型研究

为了研究修正组件滚转条件下二维修正弹鸭舵的法向气动力非线性规律,建立了鸭舵坐标系,考虑弹丸攻角、舵偏角、弹丸运动和迎风区与背风区等影响因素,采用多元泰勒展开理论,建立了动态鸭舵法向力计算模型; 采用数值计算分析了不同攻角、舵偏角组合的鸭舵法向力特性,得到了不同舵偏角下鸭舵法向力随攻角的变化规律,分析了滚转条件下舵偏角和攻角对4个鸭舵法向力系数的影响规律。结果表明:鸭舵法向力计算模型的计算结果与数值计算结果吻合较好,该模型为二维修正弹的气动力计算提供了参考。     

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。     

双旋弹道修正弹弹体非对称载荷的数值研究

固定鸭舵双旋弹道修正弹的弹体受到鸭舵非对称尾流的影响,其载荷具有非对称特性。为了研究该非对称特性,通过计算流体力学(CFD)仿真和风洞实验的结果对比验证CFD方法的有效性。对0°舵偏、2°舵偏、4°舵偏的双旋弹道修正弹模型在多马赫数、多攻角下进行CFD仿真,并通过绘制鸭舵尾流的流线图和弹体压力系数云图对流场进行定性分析,通过对比弹体截面压力系数和弹体法向力、侧向力系数对弹体受力的非对称性进行定量分析。结果表明： 0°舵偏模型的弹体压力系数呈面对称,2°舵偏模型、4°舵偏模型弹体压力系数呈非对称;在给定马赫数下,3种模型弹体法向力系数随攻角变化的曲线高度重合; 0°舵偏模型的弹体侧向力系数在0附近,2°舵偏模型、4°舵偏 模型的弹体侧向力随攻角近似线性变化,随马赫数先增大、后减小;给定攻角时,4°舵偏模型对应曲线峰值约为2°舵偏模型的2倍。     

防空制导炮弹有控弹道动态稳定性分析

简述了弹丸动态稳定性的研究状况。针对一对鸭舵、尾翼稳定式防空制导炮弹,建立了鸭舵控制作用下的有控弹道角运动模型,采用李雅普诺夫直接法导出有控炮弹自由运动动稳定条件。通过求解角运动方程,分析了舵面偏转条件下的弹丸受迫运动稳定性,分别讨论了影响自由运动和受迫运动稳定性的因素。结果表明,舵面参数与弹丸转速是影响有控弹道动稳定的主要因素,须在气动布局参数设计和弹道设计时加以合理控制。     

固定鸭舵高速旋转弹修正减旋技术研究

为了实现对高速旋转弹进行低成本的二维弹道修正,采用在高速旋转弹弹头加装两对固定鸭舵的二维弹道修正原理和减旋技术。为了研究鸭舵的减旋能力,建立了二维弹道修正弹模型,对不同弹丸飞行速度、攻角、舵偏角对应的导转力矩进行动力学和运动学联合仿真,以及对导转力矩在全弹道进行数值计算。结果表明,固定鸭舵能够满足对高速旋转弹修正减旋要求,研究结果对二维弹道修正技术研究有较好的参考作用。     

简控火箭弹舵翼气动干扰特性研究

为了研究固定鸭舵简控火箭弹舵翼气动干扰特性,在验证数值方法适用性和可靠性的基础上,采用数值模拟方法对该弹气动特性进行仿真分析。计算得到不同弹长和不同舵翼相对夹角(鸭舵组件反旋角)工况下由鸭舵和尾翼产生的空气动力参数,仿真获得火箭弹外流场压力分布。研究分析了弹体长径比和舵翼相对夹角对鸭舵和尾翼气动特性的影响规律。结果表明:鸭舵与尾翼之间的气动干扰受弹体长径比影响,当弹体长径比达到一定数值时鸭舵对尾翼的气动干扰消失,且这种舵翼气动干扰特性对不同舵翼相对夹角情况同样适用; 研究结果可用于简化固定鸭舵火箭弹气动特性的研究方法,提高火箭弹气动外形设计效率。     

基于有控方案的超声速火箭靶弹平飞弹道设计

考虑基于无控方案实现火箭靶弹平飞弹道存在诸多不利因素,提出了一种通过在原型弹上加装鸭舵和简易控制装置实现火箭靶弹平飞弹道的设计思路,并对总体方案进行了阐述。最后根据气动特性数据和弹体结构数据,仿真计算了靶弹在不同条件下的飞行弹道,并结合计算结果对供靶方案进行了分析。仿真结果表明:通过选择不同的发射角和控制舵偏角程序,能够使靶弹获得相对平直的飞行弹道。     

鸭舵形状及位置对制导榴弹气动特性的影响

为提升固定式鸭舵全弹的气动效率,对制导榴弹弹道修正组件进行结构设计以及气动特性分析.基于155 mm口径榴弹设计3种不同形状的鸭舵,利用数值仿真软件对3种舵片进行气动仿真,通过3种设计方案滚转力矩以及升阻比的对比进行优选,并对不同安装位置对气动特性的影响进行分析,得出气动效率相对较好的鸭舵形状以及轴向布局.结果表明:该设计具有一定的工程应用价值,可为基于鸭式舵的简易制导榴弹气动设计提供参考.     

冲压增程制导炮弹气动特性研究

为研究冲压增程制导炮弹在不同弹道阶段的气动特性,依据其工作原理与飞行特点,设计冲压助推、爬升飞行、滑翔控制状态所对应的3种气动外形。运用拼接网格技术与雷诺转捩模型,对冲压增程制导炮弹的三维流场与气动特性进行模拟和数值计算。结果表明：3种气动外形与相同外形参数（除舵翼与头部母线外）但不采用冲压结构形式的鸭式布局制导炮弹（参考弹）相比,升阻力系数规律一致;冲压助推、滑翔控制、爬升飞行外形在相同条件下对应的阻力系数依次递减,分别较参考弹阻力系数增大约50.5%、42.9%、33%;滑翔控制外形因鸭舵展开,相同条件下升力系数较其他两种外形大,又因进气道限制了鸭舵面积,相同条件下升力系数较参考弹小（约小11.9%）;弹体摆动减小了冲压发动机进气道的流量系数和总压恢复系数,对其总体性能产生了不利影响。     

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。     

近距耦合鸭式布局导弹气动特性

由于导弹在大攻角下舵面法向力会下降,导致机动性降低。在鸭舵前添加反安定面,可使之与鸭舵之间产生有利干扰,在获得机动性的同时获得高操纵性。采用数值模拟方法研究亚声速和超声速条件下双鸭式布局导弹的近距耦合效应。在验证数值方法可靠的基础上,与鸭式布局导弹进行对比分析,重点研究来流工况为Ma=0.5与Ma=2.0时在不同迎角下反安定面与鸭舵之间的涡系演变过程,并对舵面法向力和俯仰力矩进行了分析。分析结果表明：当来流处于亚声速时,在中大迎角以后产生的增升效果明显,反安定面卷起的下洗涡与鸭舵涡卷绕融合后使之得到明显增强,涡强度的增强延迟了鸭舵表面的流动分离,提高了法向力;当来流处于超声速时,相互之间的耦合作用变为使鸭舵上表面流速增加和下表面涡量减少,进而提升鸭舵升力;双鸭式布局能够增加平衡迎角,提高操纵性。     

制导炮弹滚转控制系统设计

某鸭式布局的制导炮弹,采用自旋尾翼的方式可实现鸭舵对弹体的滚转控制。基于小扰动假设推导出制导弹滚转运动的扰动方程,分析了滚转运动特性及鸭舵偏转对滚转运动的影响,建立了相应的滚转运动稳定回路模型,回路中滚转控制用比例微分(PD)控制方式来实现。采用Matlab/Simlink软件建立了制导弹滚转控制的仿真模型,根据系统的性能要求用Simulink中的Simulink Response Optimization模块对控制系统进行了优化设计。结果显示弹体滚转位置0.2s可以控制到位,设计结果较好地满足了滚转控制系统品质指标的要求。     

超远程制导炮弹滑翔增程弹道仿真研究

本文对滑翔增程的原理及弹道特性进行了分析,建立了超远程制导炮弹滑翔增程外弹道的数学模型,对最大升阻比弹道进行了仿真,从而得出理想方案弹道及实际方案弹道。对仿真结果进行了分析,并对控制环节及鸭舵外形提出了改进措施,有效解决了飞行过程中姿态角及攻角震荡的问题,保证超远程制导炮弹能够进行稳定而有效的滑翔飞行。     

转速对低旋制导炮弹有控弹道的影响分析

转速是一对鸭舵控制低旋制导炮弹方案设计中的重要参数。阐述转速在弹丸飞行过程中的变化趋势,采用一对鸭舵控制的低旋尾翼弹为研究对象,建立有控弹道转速模型,根据该模型计算并分析转速对有控弹道特性的影响。数值仿真结果表明,转速对弹丸有控弹道各特性具有不同程度的影响。可为该类弹药的转速设计提供参考。     

固定鸭舵双旋火箭弹弹体绕流的数值研究

为了研究加装精确制导组件的旋转稳定火箭弹弹体的绕流特性,尤其是鸭舵尾涡对弹体绕流的影响,通过计算流体力学方法,进行了网格密度研究,并对多攻角多转速工况的流场状态进行了数值仿真,利用Q准则实现对涡核心区域的辨识,并定性分析了不同工况下的流场特性,定量对比分析了弹体受力.结果表明:鸭舵涡系使弹体上出现不对称的条带状低压区域...