推力矢量燃气舵特性的机理分析

为了研究燃气舵气动特性的形成机理,采用N-S方程模拟了推力矢量燃气舵表面压力分布,得到了不同舵偏角下燃气舵周围压力的变化曲线,分析了燃气舵表面不同位置压力的大小.结果表明,舵偏角的变化对燃气舵背风面的压力影响不大;随着舵偏角的增大,燃气舵迎风面的压力变化很大;在升力贡献方面,靠近根部区域大于梢部,最大厚度处上游区域大于下游.     

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。     

燃气舵气动特性的机理分析

运用工程算法对燃气舵的气动外形进行设计,借助数值模拟方法并采用结构网格和边界层处理技术对已设计的燃气舵进行了单舵片的三维纯气相、无粘、层流绕流情况进行仿真。得到了燃气舵在不同舵偏角下的绕流情况和特点,模拟了燃气舵表面的压力分布,绘制了舵片在不同舵偏角下受到的阻力与升力随时间的变化曲线,给出了压心位置与铰链力矩的变化情况,并对计算结果进行分析。     

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。     

高旋二维弹道修正弹的角运动特性

为研究高旋二维弹道修正弹舵控后的攻角与速度偏角的特性,通过在无控弹角运动基础上增加控制组件提供的控制力和力矩,建立了其角运动方程,对起始扰动作用、瞬时控制力作用、长时间控制力作用下的弹丸攻角、速度偏角规律进行了分析。数值计算结果表明:高旋二维弹道修正弹受瞬时控制力作用时,产生的平衡攻角、平均速度偏角的方向与瞬时控制力方向大致相反; 在固定方位舵控力长时间作用下,平衡攻角、平均速度偏角方向与控制力方向近似成180°,相差一个小的角度; 攻角运动是由舵控力产生相反方向的攻角与重力产生向右的动力平衡角合成的,该攻角运动规律将影响弹道的质心运动。研究结果为高旋二维弹道修正弹的控制策略与控制方案设计提供了理论依据与参考。     

多面体网格在推力矢量燃气舵气动特性计算中的应用

为考察多面体网格在燃气舵气动特性计算中的有效性,将多面体网格技术应用于推力矢量燃气舵的流场仿真计算中。计算了由多面体网格建立多个三维模型的气动特性,包括燃气舵单舵在不同舵偏角下的气动特性,以及4片舵片同时存在时的气动特性。将由多面体网格计算得到的气动数据与四面体网格计算得到的气动数据进行对比,结果表明,虽然由四面体网格转换得到的多面体网格对燃气舵周围的激波捕捉能力略逊色于四面体网格,但却能够大幅度减少网格数量,能用更少的网格数量、更少的计算机内存和更短的计算时长得到几近相同精度的计算结果。     

无翼式布局制导火箭弹俯仰操纵气动特性

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。     

旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹气动特性

为研究旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的气动特性,采用风洞实验方法,对该弹气动特性随马赫数、攻角以及舵偏角的变化规律进行了研究。结果显示：在实验研究马赫数、攻角和舵偏角范围内,舵偏角增大对模型有一定增阻作用;模型升力系数随舵偏角增大而增大、随攻角呈线性变化关系;在相同马赫数和攻角下,俯仰力矩系数和滚转力矩系数随舵偏角的增大而增大。该研究结果为旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的弹道设计和研究提供了参考依据。     

单组舵控火箭弹控制能力及精度研究

简易控制弹药由于其成本低、精度高,一直是国内外研究灵巧弹药的一个重要方向。文中在某常规火箭弹上加上两片气动舵,对火箭弹弹道进行数值仿真。主要分析了舵起控时间和舵偏角大小对修正能力的影响,并计算了舵的修正能力和控制精度。结果表明:在文中的假设条件下,选择10°舵偏角,出炮口47.55s时进行控制,能保证弹箭稳定飞行且修正能力最强,舵机的控制精度在0.8%以内。     

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.     

战术导弹组合舵效数值仿真研究

为更好的设计战术导弹控制系统,有必要研究不同通道舵面效率的情况。文中采用结构重叠网格数值仿真方法,得到多种组合舵偏状态导弹绕流外流场,重点分析了俯仰通道舵偏角的存在对滚转通道舵效的影响。结果表明,中等俯仰通道舵偏角的存在会对滚转通道舵效产生较大的影响,而滚转通道舵偏对俯仰通道舵效影响并不明显。     

预置舵角下超空泡航行体运动过程弹道特性研究

为研究超空泡航行体在水平面机动转弯过程中的弹道特性,采用航行体头部设置预置舵角方法实现,开展了0°、3°和6°预置舵角下航行体自由运动的试验研究。试验在水池中进行,采用高速摄影观察不同预置舵角下的空泡演化过程,采用内测装置测量航行体运动参数,获得了不同预置舵角下超空泡航行体水平运动过程中的弹道特性。试验结果表明：当预置舵角为0°时,航行体侧向力由于非定常因素扰动小幅波动,但均值基本为0;当存在预置舵角时,随着预置舵角的增大,轴向力和侧向力不断增加;预置舵角可以控制超空泡航行体的弹道水平机动转弯,且预置舵角越大、弹道越容易转弯,但舵角过大会导致航行体弹道失稳。     

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。     

钨渗銅在固体火箭发动机燃气舵上的应用

根据国外有关资料报导,美国的“捕鲸叉”和“反潜艇”(Anti—Suqmarine)固体火箭垂直发射方案使用燃气舵作为推力向量控制技术。这种燃气舵能经受火箭喷出的高温、高速燃气流和粒子流的严重冲刷,燃气舵的材料采用粉末冶金烧结的钨渗铜。这种燃气舵是由两种元素材料组成的结构,它以多孔性材料钨为骨     

高温防护涂层对燃气舵瞬态绕流场影响的模拟研究

采用流体计算软件Fluent研究了等离子体喷涂不同厚度的Zr O2涂层和W涂层对燃气舵瞬态绕流压力场和速度场的影响。结果表明,燃气舵前缘为激波最强烈位置,此处压力值达到最大,但速度值降至最低。燃气流受燃气舵形状的扰动在其前缘边缘和后缘处形成膨胀波,压力大幅突降,速度显著增大。为了提高燃气舵抵抗激波能力,需增加Zr O2涂层和W涂层厚度,但膨胀波强度有所增强。计算结果对探究添加等离子体喷涂涂层后燃气舵的防护有一定意义。     

滑翔增程弹鸭式舵的气动设计与分析

为了保证滑翔增程弹箭在滑翔飞行过程中有效地增程,必须对滑翔弹箭的舵面进行气动设计与分析.阐述了制导炮弹舵面参数确定的原则,研究了滑翔增程弹舵面几何参数的选择、舵面尺寸确定的方法.仿真结果表明,采用该方法确定的舵面气动性能能够保证滑翔增程弹在滑控段飞行过程中稳定性适当,静稳定性储备量约在4%左右;操纵性较好,舵面偏转10°,能够产生约6°的平衡攻角;稳定性与操纵性、舵偏角和平衡攻角匹配较好,为滑翔增程弹舵面的气动设计提供了参考.     

燃气舵推力矢量控制技术在反坦克导弹上的应用

为了提高反坦克导弹的过载能力,对燃气舵推力矢量控制进行了研究。通过理论分析法及数学仿真计算,分析了燃气舵的引入对弹体特性的影响。结果表明燃气舵能够有效提高弹体的控制能力和快速性,但会引起大攻角,同时还需考虑推力损耗和舵混合原则设计问题。研究结果为气动/燃气舵复合控制系统设计提供依据。     

求解滑翔增程弹较优舵偏角方法

文中阐述了滑翔增程弹的飞行过程,建立了滑翔弹在纵向平面内的弹道模型,分别采用序列二次规划法和最大升阻比法,对俯仰舵面的较佳控制过程进行了分析,仿真计算表明,序列二次规划法优化得到的俯仰舵偏角规律较优,适用于滑翔增程弹求解俯仰舵偏角的后期优化工作;最大升阻比法所求得的俯仰舵偏角规律较差,但其方法及求解过程简单,适用于滑翔增程弹前期的论证工作.     

鸭式布局大翼面火箭弹气动特性研究

具有较大翼面的鸭式布局平飞火箭弹,在对火箭弹结构设计时,既要保证其在大马赫数范围内飞行具有较大的升阻比满足平飞要求,又要满足滚转控制能力的要求.针对这个问题,采用数值流体力学分析手段,运用fluent软件仿真分析了在差动舵偏角δ=20°时翼面不同后掠角对火箭弹气动特性的影响.仿真结果表明:在舵偏角和攻角同时作用下,翼面后掠角χ=50°时火箭弹升阻比较大,滚转控制能力也最好.     

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。