S-S双翼末敏弹气动外形优化设计

为获得S-S 型双翼末敏弹最佳尾翼气动外形,基于计算流体力学和正交试验方法,以S-S 型末敏弹模型的气动参数为源数据,对尾翼弯折面积和弯折角两因素组合进行优化设计,得到了此类型末敏弹尾翼参数对气动特性影响的主次关系,并提出了满足最大阻力系数和最大极阻尼力矩系数的末敏弹尾翼结构。结果表明:优化所得气动结构比优化前模型阻力系数提高7. 11%,极阻尼力矩系数提高15. 77%。高塔自由飞行试验结果显示:优化所得气动外形末敏弹落速为30. 0 m/ s,转速为11. 5 r/ s,下落过程中落速和转速及扫描角保持稳定,满足稳态扫描的要求。     

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。     

带激波针的高超声速飞行器多目标优化设计

为进一步提高激波针减阻和降热的效果,在i SIGHT优化平台的基础上,以阻力系数和热流最小为目标,对激波针外形进行了多目标优化设计,实现了整个优化流程的全自动进行。试验采用优化的拉丁超立方采样技术生成样本点,利用i SIGHT软件的集成功能,实现几何建模、网格划分、数值求解的自动化,并采用径向基神经网络建立近似模型。同时,使用NSGA-II算法进行多目标优化,获得了Pareto解集。最后通过对一个典型外形气动性能的数值求解,验证了此优化设计的优越性。     

侧滑角对大长细比鸭式布局弹箭俯仰操纵性的影响

大长径比鸭式布局制导弹箭进行倾斜转弯控制时,受侧滑角、攻角和滚转角影响,鸭舵产生的斜吹洗流会引起尾翼和弹身产生额外的面外力和力矩。因此为研究侧滑角对大长细比弹箭操纵性的影响,将流场域划分六面体-多面体网格,采用CFD方法对鸭式布局弹箭在不同攻角、马赫数、舵偏角和侧滑角下的气动特性进行了数值模拟,得到了弹箭气动特性的变化规律,绘制出了弹箭的流线图、涡量图和压力云图,进行流场分析研究。利用风洞实验获得相关空气动力学参数,对实验结果作对比分析,发现风洞实验与数值模拟得到的结果都有较高的吻合度,验证了数值模拟方法的可行性。研究表明多数情况下侧滑角不为零时,由于弹箭的弹体较长,鸭舵的洗流向弹体一侧偏移,使得鸭舵的洗流对部分尾翼没有产生干扰,尾翼的当地攻角增大,尾翼法向力变大,弹箭的压心后移,平衡攻角减小,静稳定度变大,进而弹箭的俯仰操纵效率降低;而在少数情况下弹箭尾翼当地攻角却降低,尾翼法向力有所降低,静稳定度变小,弹箭的操纵效率有所提高。     

旋转尾翼弹马格努斯效应数值模拟

为研究低速旋转尾翼稳定弹箭的马格努斯效应,采用滑移网格技术,在超声速条件下对某低旋尾翼弹开展了气动数值模拟。对弹箭绕弹轴自旋的流场进行非定常计算,获得了该弹箭的气动系数;对马格努斯效应在不同工况下的变化规律进行了理论分析,讨论了不同因素对马格努斯效应产生的影响。结果表明,相同转速下,旋转尾翼弹的马格努斯效应随攻角增加而增大,且在40°~60°攻角范围内达到峰值;对于相同攻角,马格努斯力和力矩系数在较大转速下呈线性增加趋势。     

火箭弹折叠尾翼的质量优化设计

火箭弹作为一种飞行武器,弹体应具有良好的气动性能.弹翼作为火箭弹结构的重要部分,可以产生飞行升力和对弹体的操纵力,并能加强弹体飞行的稳定性.火箭弹尾翼的质量与其飞行性能相关,此以火箭弹尾翼的质量为优化目标,进行尾翼的轻量化设计.根据火箭弹飞行的空气动力学要求,在尾翼面积不变的条件下以尾翼翼根厚度和展向厚度变化量作为设计变量,以翼面受气动载荷时的最大挠度和翼面展开时间为约束变量.通过理论分析和数值计算,给出了设计变量的设计可行域,得到了尾翼质量的优化设计结果,其优化后质量比优化前减少41%.     

弹箭气动外形设计方法

为了探寻一种弹箭气动外形设计的新方法,对某弹采用数值仿真的方法进行外流场仿真分析,得到相关的气动参数,并将仿真结果与工程算法结果进行比较,结果基本吻合,从而验证了采用数值仿真方法进行弹箭气动外形设计是有效可行的.     

某特殊结构枪弹气动外形与结构参数优化设计

针对枪弹弹头在稳定性、风偏敏感性以及穿甲能力条件下的外弹道设计问题,提出了一种气动外形与结构参数的优化设计方法。以类似美国M855枪弹的弹头结构为研究对象,将其分为铜质壳体、铅心及钢心3部分,以3种材质体积占比及弹头气动外形参数为优化设计变量,以横风风偏敏感性最小和穿甲厚度最大为优化目标,考虑外形参数、结构参数和稳定性等约束,建立了多目标优化设计数学模型,并采用标准粒子群算法获得全局最优解。仿真结果表明：优化后的气动外形和结构参数可确保弹头全弹道上满足动态稳定性要求;与初始方案相比,优化方案的弹头横风风偏敏感因子减小了16.4%,落点动能增大了18.2%,穿甲厚度提高了41.8%;与对比方案相比,优化方案的弹头在气动外形以及速度变化相同的情况下,结构参数的优化使弹丸穿甲能力提高了24.9%,同时获得了更好的稳定性,验证了本文所提优化设计方法的合理性与可行性。本文研究可为枪弹外弹道设计提供一个新的思路。     

基于Pareto遗传算法的无后坐炮内弹道多目标优化设计

针对某中口径无后坐炮研制中的内弹道设计问题,将多目标优化的Pareto遗传算法与无后坐炮经典内弹道数学模型相结合,以最大膛压和初速作为优化设计的目标,对药室容积和发射药药量进行了多目标优化设计,提出了一种基于Pareto遗传算法的无后坐炮内弹道多目标优化方法。优化结果表明:所采用的Pareto遗传算法与内弹道相结合是可行的; 利用Pareto遗传算法,所得数个内弹道目标优化解以Pareto前沿面的形式给出,设计人员可根据需要从中选择无后坐炮内弹道的最优设计方案。     

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.     

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.     

旋转稳定弹扰流片气动外形多目标优化设计

为提升旋转稳定弹的射击精度,将微型扰流片应用于旋转稳定弹,可以为弹丸提供侧向升力、改变弹体姿态,继而达到改变飞行轨迹的目的。通过数值模拟方法计算扰流片轴向力系数、法向力系数和静力矩系数,分析扰流片气动系数随外形参数和马赫数的变化规律,以及外形参数和马赫数对平衡攻角的影响;以扰流片主要外形参数为设计变量,以弹道修正量和终点存速为目标,考虑攻角、修正能力、扰流片尺寸等约束,建立多目标优化设计模型,并采用遗传算法获得全局最优解。结果表明：采用扰流片对弹丸进行姿态调整、弹道修正的方法可行有效;在亚跨声速段扰流片外形参数存在升阻比最优解,在超声速下升阻比随马赫数增加呈下降趋势。     

鸭式布局冲压增程制导炮弹三维流场模拟与数值分析

为研究鸭式布局冲压增程制导炮弹的流场与气动特性,根据其在冲压工作状态和被动飞行状态时对应的气动外形,应用分块网格划分方法和Realizable k-ε湍流模型对2种工作状态分别进行了三维流场模拟与数值计算分析,对不同马赫数下炮弹的流场与气动特性进行了研究。结果表明:在超声速条件下,相同攻角时阻力系数和升力系数都随马赫数增大而减小; 同一工况下,与相同外形参数但不采用冲压形式的鸭式布局制导炮弹(参考弹)相比,冲压工作状态下阻力系数约大50.5%,升力系数约小35.7%,被动飞行状态下阻力系数约大42.9%,升力系数约小11.9%; 被动飞行状态采用中心锥组件向前推进的形式对减小阻力是有利的。研究结果为鸭式布局冲压增程制导炮弹的气动外形设计与性能分析提供了一定的理论基础与参考。     

变体制导炮弹气动特性分析及弹道仿真

为使制导炮弹在不同飞行状态均保持较优的气动外形,提高飞行效率,增加射程,设计了一种变体制导炮弹,并开展气动参数计算、气动特性分析和弹道仿真等研究。首先根据设计指标确定变体制导炮弹的气动布局,通过迭代优化确定弹翼、鸭舵、尾翼的具体参数,并描述其控制方式和弹道特点; 随后利用工程化算法计算变体制导炮弹的气动数据,分析升力系数、阻力系数和静稳定度等参数与弹翼外形变化之间的关系; 最后根据气动特性分析的结果为所设计的变体制导炮弹制定变体方案,采用hp-自适应伪谱法,分别对变体制导炮弹和固定外形制导炮弹以射程最大为目标进行弹道优化。结果表明:所设计的变体制导炮弹满足设计指标,具有良好的气动特性和操纵性,弹道计算结果表明通过引入变体飞行技术可以使射程提升10%～22.5%,研究结果可以为今后变体制导炮弹的研究提供参考。     

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。     

空心弹的阻力特性与气动外形数值分析

为了得到具有最小阻力系数的空心弹外形,基于雷诺平均方程以及二阶AUSM 格式,对不同空心弹气动外形的二维流场以及气动力进行了数值计算,得到了不同外形条件下空心弹的内外流场特性,以及阻力系数变化曲线与最小阻力系数的空心弹气动外形。另外,分别对具有最小阻力系数的空心弹与常规空心弹的超声速流场进行了数值模拟,对比分析了二者流场结构的异同,数值验证了具有最小阻力系数弹型的减阻效果,可为相关研究提供参考。     

高速箭弹滚转气动特性

为提高尾翼弹射击精度,对高速箭弹滚转气动特性进行研究。建立火箭弹简化模型,对不同翼片斜置角 的火箭弹进行数值模拟,采用有限体积法对空间进行离散,通过多参考系模型模拟火箭弹的定常旋转,得出火箭弹 的滚转阻尼力矩导数和平衡转速,并分别对有、无旋转条件下的气动特性进行分析。计算结果表明：火箭弹升力系 数随攻角的增大而增大,随翼片斜置角的增大变化不大;滚转阻尼力矩导数在高空时会骤减,平衡转速随着马赫数 的增大而增大。     

底排药剂成份对底排弹减阻增程影响的实验研究

介绍了底排药剂成份对底排弹减阻增程气动力性能影响的实验结果．实验采用预混合可燃气模拟真实底排药剂，改变其化学反应氧平衡系数和热值，研究了这些参数变化对底排弹减阻增程气动力性能的影响