大展弦比滑翔弹STT驾驶仪设计

针对大展弦比滑翔弹大侧滑飞行容易造成滚转控制饱和的问题,提出了一种降低侧滑角的STT驾驶仪设计方案。该驾驶仪与传统STT驾驶仪结构形式相同,包括俯仰、偏航、倾斜3个通道,通过在倾斜回路中引入侧向加速度反馈,以实现倾斜角对侧向加速度的跟随,达到减小侧滑角的效果。六自由度非线性数学仿真结果表明,改进的驾驶仪有效降低了滑翔弹STT转弯过程的侧滑角,可以应用于此类面对称导弹的飞行控制。     

大展弦比等剖面多段折叠翼颤振特性

对大展弦比多段折叠翼的颤振特性进行研究,使用弯扭组合梁元模拟机翼弯曲和扭转两种变形形态,结合修正的气动片条理论,得到大展弦比机翼不同折叠姿态下的颤振速度和颤振频率数据。考虑到各段机翼折叠角的变化,基于有限元理论建立包含折叠角参数的结构动力学模型,并通过模态截断将其缩减并解耦。根据Theodorsen非定常气动力理论在频域内修正弯扭组合梁元上的气动升力和俯仰力矩,并基于V-g(V为机翼与未扰空气之间的相对速度,g为人工结构阻尼)法引入人工结构阻尼,对在不同折叠状态下的多段折叠翼进行颤振计算。研究结果表明：机翼结构的固有频率会随着折叠角的变化呈现非线性增长形态,而颤振速度和颤振频率随折叠角的变化规律基本相同,且外侧机翼折叠角的存在可有效提高机翼的颤振速度;当固定最外侧段机翼的折叠角时,机翼段数的增加对颤振速度的影响不明显。     

大展弦比复合材料机翼非线性变形及模态分析

为明确大展弦比复合材料机翼铺层渐变过程中的几何非线性变形及模态分布情况,构建了三种等厚度材质（全金属、半复合材料、全复合材料）机翼的有限元模型,基于CFD/FEM的计算方法研究了不同马赫数及不同攻角下三种机翼的弯曲变形、扭转变形以及模态分布。通过对比分析发现：三种材质机翼的弯曲与扭转变形均会随着马赫数的增加而呈现出非线性增长趋势,而攻角的改变则对机翼结构的非线性变形影响较小;复合材料铺层可以有效提高机翼结构的固有频率,添加45°铺层角度的机翼蒙皮、翼肋乃至翼梁,针对机翼扭转变形突显了较好的力学特性,有利于机翼结构的抗振设计;随着马赫数的增大,机翼各阶模态频率均呈现出下降趋势,其中高阶模态频率相对低阶模态频率下降趋势更加明显。     

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。     

反坦克导弹气动布局研究

该文分析了反坦克导弹气动外形的设计准则,提出了反坦克导弹外形优化设计方法,建立了优化设计模型.     

非常规布局飞艇气动特性的实验研究

文中对两种非常规布局的飞艇进行了低速风洞测力实验,给出了实验结果的修正方法,并对升力、阻力和力矩等空气动力特性进行了比较与分析.结果表明:动升力翼布局的飞艇在动升力提供方面优于升浮一体化布局,而后者阻力系数较小,并且是一种纵向静稳定结构,可以有效的减少结构重量,提高飞艇抵抗阵风的能力.因此,采用非常规的气动布局是减小飞艇体积并提高飞艇抵抗阵风能力的有效解决方法之一.     

微型无人侦察机气动布局及关键技术

对微型无人机气动布局的设计和关键技术进行研究,就当前国外微型无人侦察机所涉及的主要气动布局以及其特点进行了介绍,同时对微型无人侦察机需要的关键技术和方向进行了分析。     

非常规布局弹头超音速气动特性数值研究

从薄层近似NS方程出发，采用高效ENO差分格式，对超音速飞行时弹头形成的流场进行了数值模拟，并与已有的计算和实验数据进行比较。弹头外形为带有倒角圆的平头－圆柱形非常规气动布局，研究了例角圆半径的影响，给出零攻角、马赫数M＝2．0－5．0范围内气动阻力的变化规律；对部分模型的热流分布也进行探讨。     

某型气象探测火箭的气动力3 维数值模拟

针对气象探测火箭载荷轻、速度高的特点,对气象探测火箭进行气动力3 维数值模拟。以某型小口径大 长径比气象探测火箭弹为基础,进行全弹建模与计算,分析其在跨音速情况下的气动力特性,验证了该种大展弦比 刀形尾翼在小口径大长径比跨音速气象探测火箭弹上的可行性。结果表明,该分析可为小口径大长径比火箭弹的尾 翼设计提供参考。     

鸭式制导炮弹气动布局参数设计方法研究

针对一对鸭舵的制导炮弹,提出采用模糊综合评判方法进行气动布局参数设计.选用一套气动力快速估算方法计算了制导炮弹的气动特性,分析了气动布局参数对气动特性的影响;建立了有控弹道模型,并在一定控制模式下对有控弹道特性进行了分析;综合考虑有控弹道设计的各项指标,应用模糊综合评判模型对气动布局参数进行了合理设计.算例结果表明,该设计方法具有良好的实用性和通用性.     

极小展弦比翼身组合体大攻角气动特性研究

极小展弦比翼身组合体在大攻角飞行时会形成非对称涡,产生很大的侧向力.为减小侧向力,研究了前体小翼对极小展弦比翼身组合体气动特性的影响.采用有限体积法对极小展弦比翼身组合体流场进行了数值模拟.对比了有无前体小翼翼身组合体气动参数随攻角变化趋势以及空间流场结果,重点分析了前体小翼对侧向力的影响.结果表明,前体小翼的存在可以显著降低全弹的侧向力,并且对全弹的零阻和法向力影响很小.     

基于CFD 软件的制导兵器气动特性

针对传统弹箭气动特性研究存在的低精确性和高耗费性问题,提出采用专业计算流体学（computational fluid dynamics,CFD）软件进行弥补。通过运用专业CFD软件对某鸭舵式气动布局模型进行网络划分、模拟分析,得到弹丸在不同攻角和马赫数下飞行的气动云图和气动参数。结果表明,采用专业CFD软件能实现对弹体各个气动参量的全面分析,并可取得理想的效果。     

一种高升力高超声速飞行器气动布局设计概念构想

为提高飞行器性能和设计效率,降低设计盲目性和性能冗余度,对高升力、面对称高超声速飞行器气动布局、稳定性和与之相关的飞行控制三者之间的关系进行了论述,最后提出了一种引入稳定性和飞行控制因素的再入飞行器气动布局一体化设计概念,以满足高性能高超声速飞行器气动布局设计需求.     

鸭式布局制导火箭弹气动特性数值计算

为分析气动外形对鸭式布局制导火箭弹气动特性的影响,设计了两种具有不同尾翼的制导火箭弹模型,以三维Navier-Stokes方程为控制方程,采用结构网格、k-ε模型对制导火箭弹的绕流场进行了数值模拟,得到了两种结构方案下制导火箭弹的气动特性参数.研究结果表明,相较于6片尾翼设计方案,采用4片尾翼设计方案的制导火箭弹具有更大的升阻比,且静稳定性更好.     

反安定面展弦比对近距耦合鸭式布局导弹气动特性影响的数值研究

本文采用数值模拟方法研究亚音速和超音速条件下,反安定面展弦比对双鸭式布局导弹的近距耦合效应的影响。建立了数学模型,验证了数值方法,对展弦比为0.3、0.6和0.9的鸭式布局导弹进行了对比分析,重点研究了来流工况为Ma为0.5和2时,在不同攻角、不同展弦比下两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。结果表明：亚音速条件下,当展弦比为0.3时中大攻角以后近距耦合效应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的增强,涡强度的增强延迟了鸭舵表面的流动分离,提高了失速后的法向力,并随着展弦比增加而提升效果减弱;当来流处于超音速时,随着展弦比的增加,鸭舵法向力先增大后减小,反安定面在展弦比为0.6左右时耦合效果较好;同时双鸭式布局反安定面在展弦比0.3～0.9范围内随着展弦比增加,提高操纵性效果越好。     

浅析再入机动飞行器十字布局与叉字布局的气动特性差异

利用典型状态的风洞试验结果对十字布局与叉字布局再入机动飞行器的气动特性进行了分析也比较。研究结果表明，叉字布局的静稳定裕度变化范围大于十字布局，机动配平能力高于十字布局，升力、升阻比与十字布局相当，舵面控制效率大于十字布局，舵前缘压力与十字布局相当，舵面压力则远大于十字布局，俯仰、偏航、滚转控制的气动交连耦合影响比十字布局严重。     

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。