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无翼式布局制导火箭弹俯仰操纵气动特性 总被引:2,自引:2,他引:0
为了研究某无翼式布局制导火箭弹进行俯仰操纵时非线性气动特性对弹箭操纵性的影响,通过模型风洞试验和数值计算相结合的方法,分析了不同马赫数、舵偏角和攻角等因素对该火箭弹气动特性的影响。对模型进行超声速风洞试验,试验结果表明,俯仰操纵负舵偏角时俯仰力矩系数导数随攻角先增大后减小,正舵偏角时俯仰力矩系数导数随攻角先减小后增大。采用ANSYS FLUENT对不同工况下该弹气动特性进行数值计算,计算结果表明,得到的俯仰力矩与风洞实验结果吻合较好,最大误差仅为4.6%。各部件气动特性分析结果表明:弹身的压心在负舵偏角时前移,正舵偏角时后移; 上尾舵受弹身干扰影响法向力效率降低; 负舵偏角时下尾舵的法向力系数导数随攻角减小,正舵偏角时下尾舵的法向力系数导数随攻角增大; 各部件共同作用下弹箭气动特性呈非线性。 相似文献
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小攻角下船尾外形对旋转弹丸马格努斯效应影响的数值研究 总被引:1,自引:1,他引:0
为了研究小攻角下船尾外形对旋转弹丸马格努斯效应的影响,对不同船尾外形的旋转弹丸进行了数值模拟,得到了气动力及力矩随马赫数Ma、船尾角θt和船尾长度Lt与弹径D的比值Lt/D的变化。根据气动特性及流场结构,分析了船尾及马赫数对旋转弹丸马格努斯效应的影响,并研究了旋转弹丸马格努斯效应的产生机理。结果表明:在船尾段,由边界层位移厚度的非对称畸变所产生的沿z轴负方向的力随θt和Lt /D的增大而逐渐增大;由周向切应力非对称畸变所产生的沿z轴正方向的力沿x轴逐渐增大,随Ma的增大而逐渐增大,随θt和Lt/D的增大而逐渐减小;由沿弹体轴向和周向压力分布的非对称性所产生的沿z轴负方向的力随θt和Lt/D的增大而逐渐增大,并且在超声速时随Ma的增大而逐渐减小,在亚跨声速时随Ma的增大而逐渐增大。 相似文献
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为了分析近壁面流场结构对附着型空化初生特性的影响规律,通过数值模拟方法开展不同来流攻角条件下绕平头回转体初生空化的形成及流动特性研究。采用均质两相流模型并耦合大涡模拟(LES)方法和Zwart空化模型,对绕平头回转体初生空化进行数值模拟。研究结果表明:LES方法 可以较好地模拟绕平头回转体的初生空化流动,计算得到的空穴形态及其随时间的演变过程与实验结果基本一致;各攻角条件下的初生空穴均呈不规则的团泡状,不对称地分布在回转体肩部的分离涡区域内;随着攻角增大,回转体迎流区域的初生空穴分布范围逐渐减小,背流区域的初生空穴分布范围逐渐扩大;初生空穴的分布规律与时均分离涡结构紧密相关;随着攻角增大,迎流面分离涡尺度逐渐减小并向回转体头部及壁面移动,背流面分离涡尺度逐渐增大;大攻角条件下,在回转体背流面的分离再附着点附近出现二次分离现象,促使初生空化在此处形成。 相似文献
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为研究高速侵彻弹体的瞬态结构响应,利用反弹道实验技术和数字图像相关测试方法,在152 mm轻气炮加载平台上建立了结构弹体非正侵彻2024铝靶的反弹道实验系统。通过弹体侵彻铝靶实验,获得弹体在反弹道非正侵彻过程中的实时响应特性,对比倾角、攻角及倾角与攻角联合侵彻作用下的弹体响应特征,得到了不同侵彻条件下弹体结构的定量响应规律。研究结果表明:攻角对弹体结构弯曲响应的影响更明显,3°攻角侵彻后弹体端部挠度大于10°倾角侵彻的结果,5°攻角大于15°倾角的侵彻结果;5°攻角联合15°倾角的侵彻条件下,弹体头部前1/4处轴向塑性应变可达4.6%,尾部均为弹性变形。 相似文献
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固体燃料冲压增程炮弹用混压式进气道数值模拟及实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
利用三维雷诺平均Navier-Stokes方程,在不同攻角和来流马赫数条件下,对带侧向支柱的某固体燃料冲压弹用混压式进气道的内外复杂流场进行了数值模拟,并完成了风洞实验,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布及进气道出口总压变化规律。结果表明:数值模拟所得流场结构与风洞实验纹影图一致;随着攻角的增大,流入进气道的空气流量减少,总压恢复系数降低,出口马赫数基本保持不变;在亚临界状态下,总压恢复系数受攻角的影响显著增大,其值甚至比临界状态时还要低;此外,在同一来流马赫数下,总压恢复系数随进气道出口反压的增大而增大。 相似文献
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非对称赤道阻尼力矩对远程火箭弹道的影响 总被引:4,自引:0,他引:4
针对远程火箭试验射程与计算射程不相符的问题,提出了大攻角下应考虑赤道阻尼力矩章动阻尼与进动阻尼特性的不同,推导了这种不同与攻角的关系,用奇点理论与振幅平面方程推导了在这种非对称赤道阻尼力矩作用下产生极限圆锥运动的条件,通过数值计算进行了验证.结果表明,大攻角下非对称赤道阻尼力矩能产生极限圆锥运动,可造成远程火箭攻角长时间不衰减从而增大阻力、减小射程. 相似文献
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研究攻角对深水炸弹入水后的散布特性影响,针对一种新型深水炸弹总体外形,通过试验分析了不同攻角下入水时的弹着点散布状态,试验结果表明:随着攻角的增加,落点散布有增大的趋势,随着水深的增加,落点散布增加,而增加的趋势逐渐减小;深水炸弹的质量偏心对落点的分布有着很大影响。 相似文献
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为了研究攻角对空心弹阻力特性的影响,应用Fluent软件仿真3种典型空心弹结构方案空气动力流场,分析攻角对空心弹流场构型的影响,得到了不同马赫数、不同攻角下的阻力系数.结果表明:外锥形空心弹在16°攻角以内均未发生阻塞;混合锥形空心弹和内锥形空心弹临界阻塞速度随着攻角增大而变大,当攻角大于8°时,临界阻塞速度急剧增大.内锥形空心弹结构方案阻力系数受攻角影响较大,建议慎重选用;外锥形空心弹结构方案阻力系数受攻角影响较小,建议优先选用.空心弹阻力系数随着攻角的增大而增大,当攻角大于4°时,阻力系数增加很快;不带一次项的二次函数式可以较为准确的描述混合锥形空心弹和外锥形空心弹阻力系数与攻角的关系. 相似文献
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为了研究攻角对空心弹阻力特性的影响,应用Fluent软件仿真3种典型空心弹结构方案空气动力流场,分析攻角对空心弹流场构型的影响,得到了不同马赫数、不同攻角下的阻力系数.结果表明:外锥形空心弹在16°攻角以内均未发生阻塞;混合锥形空心弹和内锥形空心弹临界阻塞速度随着攻角增大而变大,当攻角大于8°时,临界阻塞速度急剧增大.内锥形空心弹结构方案阻力系数受攻角影响较大,建议慎重选用;外锥形空心弹结构方案阻力系数受攻角影响较小,建议优先选用.空心弹阻力系数随着攻角的增大而增大,当攻角大于4°时,阻力系数增加很快;不带一次项的二次函数式可以较为准确的描述混合锥形空心弹和外锥形空心弹阻力系数与攻角的关系. 相似文献
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四旋翼碟形自主水下航行器(AUV)是一种新型水下航行器。为研究此航行器的流体动力特性,建立了四旋翼碟形AUV的三维模型,并定义了参考坐标系和广义特征参数;在其体坐标系中根据动量和动量矩定理,建立了广义参数定义的AUV六自由度动力学方程和运动学方程;采用计算流体力学方法,基于Ansys CFX流体分析软件,在的0°~90°攻角范围内,对航行器运动过程中的流体动力特性进行了仿真研究,并绘制了其特性曲线。仿真结果表明:在0°~15°攻角范围内,航行器具有较低的流体阻力,适宜做定深运动;在30°~50°攻角范围内,航行器具有良好的升力特性,适宜完成曲线潜浮运动。 相似文献
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以火箭基组合循环(RBCC)发动机为动力的高超声速巡航飞行器的气动力、推进系统、结构之间存在很强的耦合作用,文中基于二维无粘可压缩流理论和单步有限化学反应模型对此飞行器在巡航状态进行了一体化数值计算以分析这种耦合特性.考虑了不同飞行攻角、不同燃料流率下气动参数,包括升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的变化规律.结果显示,增加飞行攻角,可以提高飞行器升力,同时阻力也相应提高,但升阻比是先快速增加,然后逐渐达到某一最大值,俯仰力矩随飞行攻角的增大而减小;增加发动机的燃料流率,飞行器升力将相应提高,而阻力基本没有变化,升阻比提高,而俯仰力矩降低. 相似文献