新型卷弧刀翼探索研究

旨在解决强空间的约束下的尾翼增稳问题。结合马刀翼气动效率高和卷弧翼尺寸约束少的优点，创新性提出卷弧刀翼方案。通过结构设计，实现卷弧刀翼的折叠与展开锁定。采用CFD方法，计算了卷弧刀翼的气动特性，并将其与栅格翼结果进行了对比分析。结果表明，在一定马赫数范围内，卷弧刀翼增稳效果与栅格翼相当，阻力远小于栅格翼。卷弧刀翼作为一种新型增稳尾翼，具有工程可实现性，有望在尺寸约束和阻力约束都较强的环境下获得广泛应用。     

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。     

典型尾翼布局的类乘波体气动与流场特性研究

通过数值模拟方法,深入对比研究了高超声速情况下类乘波体机身带单垂尾、双垂尾、三垂尾3种典型尾翼布局的气动特性,并揭示了机身对尾翼的干扰流动机理.研究表明:从全机的气动性能角度分析,双垂尾布局气动特性最优;从尾翼的纵向气动性能角度分析,单垂尾布局下尾翼的气动特性较好.最后揭示了机身对垂直翼、倾斜翼和水平翼的干扰流动机理.文中的研究结果能够对高超声速飞行器的尾翼布局设计提供有价值的参考.     

基于iSIGHT卷弧尾翼结构优化设计研究

为使火箭弹卷弧尾翼在特定气动载荷下的结构质量最小,对其进行结构优化设计.在优化中以结构质量最小为目标,以包括尾翼弦长、厚度、前缘后掠角等几何参数为设计变量,强度和变形量为约束,通过集成iSIGHT和MSC.PATRAN/NASTRAN对卷弧尾翼结构进行优化设计,取得了较好的结果,减重效果明显.随后对优化结果进行分析,得到了对优化目标和约束影响较大的设计变量分别是:卷弧的圆心角和翼片厚度.     

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。     

制导炮弹大攻角范围气动特性的计算分析

分析计算了制导炮弹大攻角范围的气动特性和大攻角范围的流场特性,介绍了运用横流比拟法计算弹体、弹翼非线性气动特性的过程,并提出一种用等效攻角法考虑翼、体间的相互干扰,计算制导炮弹的大攻角气动特性的工程计算方法。以一带4片尾翼的制导炮弹为例进行计算、分析,总结了大攻角非线性气动特性,指出制导炮弹在设计中应注意的大攻角范围非对称侧力和静不稳定性的问题。     

一种异形卷弧翼弹气动特性的数值模拟

采用CFD方法计算了一种异形卷弧翼弹的气动特性，得出了轴向力系数、法向力系数、横向力系数、滚动力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数曲线，所计算的系数可以用于弹的外形结构设计和弹道仿真。     

卷弧翼火箭弹高原使用稳定性分析

针对某型火箭弹高原使用时弹道失稳现象,文中根据飞行试验实测结果与理论计算对比,分析了火箭弹静、动稳定性影响因子,研究指出了卷弧翼的马格努斯效应是影响火箭弹高原飞行失稳的主要原因,并提出了火箭弹的直尾翼改型设计方案。计算结果表明,改型设计的直尾翼的马格努斯效应比卷弧翼降低80%左右,经试验验证,直尾翼火箭弹满足高原飞行稳定性需求。     

SC型双翼末敏弹尾翼结构方案设计

为寻求SC型双翼末敏弹实现稳态扫描的最佳气动外形,运用计算流体力学方法建立了SC型末敏弹的气动特性仿真模型,基于正交试验法对SC型尾翼末敏弹的翼片结构参数进行了优化设计。分析了尾翼面积、弯折角对SC型末敏弹气动特性的影响规律,得到了尾翼参数对双翼末敏弹阻力系数和极转动力矩系数影响的主次关系。在此基础上分析得到一种可以同时满足大阻力系数和大极转动力矩系数的末敏弹气动外形结构。优化结果显示,优化模型阻力系数较优化前增加5.14%,极转动力矩系数增加4.53%,高塔试验表明优化模型双翼末敏弹能在下落过程中保持稳定。研究方法和结果可为双翼末敏弹的气动布局和优化设计提供参考。     

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。     

一种改进折叠弹翼结构设计与气动分析

对圆筒式装载发射的导弹,尾翼的设计是导弹总体结构设计的关键之一。本文提出了一种新型的折叠尾翼结构形式,对这种结构形式的折叠机构进行了详细的机械设计。进一步对设计的导弹外形进行空气动力学数值模拟仿真,并用有限元素法对导弹安定面进行了强度分析。新型对称弧形弹翼与以前弧形张开式弹翼比较提高了横向稳定性。     

滑翔增程弹气动特性分析

针对滑翔增程弹在有弹翼和无机翼两种情况下,气动特性进行了计算、分析和比较。计算结果表明,有弹翼时滑翔增程弹的升阻比与无弹翼时的升阻比相比大得多,因此滑翔增程弹能够较好的达到滑翔增程的目的。     

机载布撒器翼身组合体亚音速气动特性计算

采用有限基本解方法对机载布撒器身组合体亚音速气动特性进行了数值计算。利用回转体对称特性，在体轴上布置线源和基元旋涡，模拟布撒器弹身的纵横向气动力。弹翼的升力问题采用涡格法，布置马蹄涡予以解决厚度问题用简化的线源模拟。     

高超声速飞行器声载荷风洞试验方法

鉴于高超声速飞行器特有的外形布局和飞行状态限制,高超声速飞行器声载荷试验存在模型头部气动加热较强、弹舱内走线空间有限、弹翼声载荷测量难度较大等困境。针对这些难点问题逐一进行了分析研究,并提出相应解决方案,满足了试验的要求。通过风洞脉动压力试验,获得飞行器表面脉动压力系数分布、频谱特性、相干函数等重要衡量非定常载荷特性的参数,为高超声速飞行器结构设计提供数据支持。     

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。     

尾翼剖面形状对斜背式轿车气动特性影响的研究

该文以简化的斜背式轿车模型为研究对象, 以商用计算流体力学软件STAR-CD为工具, 利用移动边界条件进行三维数值模拟, 计算了加装尾翼前和加装不同剖面形状的尾翼后的车身阻力系数和升力系数, 并通过与试验结果的对比, 验证了数值计算结果的正确性. 计算结果表明, 尾翼的加装可以改善尾流结构, 而选择合理的尾翼剖面形状, 则能使得气动特性得到最佳改善效果.     

机载导弹折叠舵展开气动特性试验研究

针对采用折叠舵的机载导弹发射后,舵面从折叠到展开过程中不同展开角下外翼面的气动特性特别是折叠轴扭矩进行研究。主要分析了展开角、来流马赫数、侧滑角对外翼面气动力的影响。研究发现,随着展开角的增加,外翼面气动力以及折叠轴扭矩均有不同程度增加;马赫数对外翼面的力及扭矩影响不大;随着侧滑角增加,外翼面受力及扭矩逐渐增加,增量与展开角有直接关系。     

微型扑翼飞行器气动力估算方法研究

微型扑翼飞行器是国际上的一个新的研究热点,但目前基于低雷诺数的非定常扑翼气动特性尚无精确的计算方法。本文在分析鸟类和昆虫飞行机理的基础上提出了一种新的计算扑翼飞行气动力的方法,这种方法原理简单,计算量不大,易于工程实现,为扑翼飞行器的设计、制作、应用提供了一定的理论依据。     

系列化产品零件的参数绘图法

以内燃机配件半圆瓦为例,阐述了实现较复杂系列化产品零件的参数化绘图方法。该方法从分析系列化产品零件、几何结构特征和基本图元三者的关系入手,采用模块化设计方法,按几何结构特征划分、编制基本图元公用子程序,以交互式绘图方式调用基本图元完成零件的参数化绘图。     

国外利用斜翼方式增大弹药射程的方法

为了达到无需火箭辅助而增大射程,对国外采用弹体斜翼／尾翼的方式增加弹药射程的方案进行了介绍;该设计方案具有智能舵机控制,制导弹药从超音速、音速,到亚音速的整个滑行阶段,均将保持最大升阻比;为了分析超音速与音速滑行阶段内给定的马赫数与攻角时不同斜翼的最佳后掠角状态,利用重叠网格法进行了系统的纳维-斯托克斯方程计算,通过对斜翼的最优配置设计,无需火箭助推便可使弹药达到100n mile的目标射程。