串置翼太阳能无人机气动特性仿真与设计

国内外试飞成功的太阳能无人机均采用常规机翼布局.设计确定一种太阳能螺旋桨无人机总体参数,机翼采用串置翼.应用FLUENT并基于3D粘性流场计算,验证表明串置翼比单翼具有气动优势.在迎角0°和6°下,对串置翼前后翼水平及垂直相对位置60种变化组合,模拟计算组合翼型升阻特性.结果表明两翼水平距离为5倍弦长和垂直距离为0.4倍弦长下,串置翼气动性能最佳.进一步确定翼及副翼和舵参数,制作完成缩比模型并试飞.     

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。     

二维弹道修正弹修正机构气动特性研究

二维弹道修正弹气动力特性的研究是求解二维弹道修正弹弹道、分析二维弹道修正弹飞行稳定的基础,是实现精准控制、减小散布必要的理论支撑。该文对二维弹道修正弹的力学特性进行了分析,采用弹翼组合体气动特性工程计算方法,建立二维弹道修正弹气动计算模型,对二维弹道修正弹的升力和阻力进行计算。计算结果与CFD仿真结果对比,误差均小于10%,模型具有较好的可靠性。采用遗传算法,结合二维弹道修正弹气动计算模型,分析了舵偏角和滚转角对二维弹道修正弹升阻比的影响。结果表明,舵偏角越小,全弹的最优升阻比越大,最佳攻角越大,气动能力越好。当攻角大于10°且滚转角为180°时,全弹具有更好的气动能力。     

极小展弦比弹翼气动特性数值研究

为研究极小展弦比弹翼的气动特性,文中设计了展弦比分别为0.3和3.0的极小展弦比翼面和常规三角翼面,采用CFD数值模拟方法分析比较了极小展弦比翼身和三角翼身的气动特性.研究结果表明,极小展弦比翼身相比三角翼身具有较小的轴向力和诱导滚转力矩,但是在大攻角时产生较大的侧向气动力;极小展弦比翼的翼展很小,弹身体涡与翼涡之间产生复杂的相互干扰,影响全弹气动特性.     

弹翼静气动弹性计算

采用迭代法研究大展弦比弹翼的静气动弹性.弹翼的气动载荷采用涡格法进行计算,弹翼结构特性采用有限元软件(ANSYS)进行数值模拟,通过面样条插值方法将气动计算网格上的载荷插值到有限元计算模型的网格节点上进行数据交换.以布撒器弹翼为算例,在计算中对张开式弹翼翼身连接方式进行了简化.计算结果给出了计及弹性的翼面变形以及变形前后翼面的压力分布,且对不同材料特性条件下弹翼变形特性和变形前后的压力分布进行了比较.     

伞形阻力器一维弹道修正弹气动特性分析

为了研究伞形阻力器一维弹道修正弹的气动特性,在标准82 mm口径迫击炮弹上加装伞形阻力器,建立一维修正弹模型。利用流体计算软件Fluent对亚音速飞行时弹丸模型进行了数值仿真。结果表明,阻力伞的展开破坏了弹体头部的流线形结构,改变了弹丸的气动布局,使得弹丸所受阻力增大。阻力伞展开前后阻力系数比可达到2.3左右。研究结果可以为一维弹道修正弹的研究提供帮助。     

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.     

弹箭侧喷流场的数值分析研究

文中采用了雷诺应力湍流模型数值分析了弹箭侧喷流场，得出了燃气射流对全弹产生气动干扰的结论，得出了侧喷对全弹的阻力，升力和稳定性都有影响的结论．对气动干扰流场分析有着重要的意义。     

弹性导弹侧向动态特性分析

为研究大展弦比巡航导弹在弹性振动时的侧向动态特性,采用NASTRAN软件计算了结构的固有模态,分析了弹性振动时的附加非定常气动力,建立了刚体扰动运动方程组,将弹性振动引起的附加非定常气动力作为干扰输入项代入扰动运动方程组,得到了弹性振动下的动态响应.结果表明,大展弦比巡航导弹的弹性振动主要为翼面的振动;在满足气动与结构稳定的前提下,弹性振动引起的侧滑角偏量非常微小;倾斜角偏量比较大,各姿态角都在做微幅高频振荡,对弹上惯性器件的测量将造成不利影响,必须采取滤波等方式将此不利因素消除.     

不同支持刚度对弹翼颤振临界速度的影响

文中介绍了颤振分析的主要理论,以及用PK法求解颤振方程的基本思路.利用MSC.NASTRAN软件对某大展弦比弹翼在不同支持条件进行了颤振的对比分析,定量地给出了不同支持条件对弹翼颤振的影响.提出了弹翼的设计过程中,关于其连接形式设计的建议.     

多片弹翼反坦克导弹气动特性实验研究

以美国的“新标枪”轻型反坦克导弹外形为基础,采用部件组合法设计一组风洞实验模型,进行六分量测力实验,实验马赫数范围为0.3～0.5,攻角范围为-1°～15°。实验结果表明：弹翼片数从4片增加至8片可使模型在所实验的马赫数范围内静稳定,法向力、法向过载可提高40%以上,而零升阻力增加量不到5%。对于正常式布局亚声速飞行的轻型反坦克导弹,8片弹翼可能是最佳的选择。     

非对称×形折叠翼巡飞弹气动特性数值研究

为了研究非对称×形折叠翼巡飞弹的气动特性,在保证弹径、弹长、舵翼的弦长和暴露展长相同的情况下,分别开展了对称×形折叠翼气动布局与非对称×形折叠翼气动布局巡飞弹气动特性的数值模拟,对比了两者侧向力系数、滚转力矩系数、升力系数以及阻力系数,发现与×形翼气动布局相比,非对称×形折叠翼气动布局产生了侧向力与滚转力矩。进一步分析了非对称×形折叠翼气动布局产生侧向力与滚转力矩的原因。结果表明:在亚音速条件下,非对称×形折叠翼气动布局的升力系数与阻力系数随着攻角和马赫数的增大而增大; 非对称×形折叠翼气动布局由于舵翼沿着弹身是非对称布置的,导致了非对称的气动干扰,从而产生了侧向力和滚转力矩。非对称×形折叠翼气动布局的侧向力系数随着马赫数的增大而增大,随着攻角的增大呈现先增大后减小再增大的趋势,滚转力矩系数随着攻角和马赫数的变化较为复杂。     

中远程兼顾近距格斗空空导弹设计探讨

从未来空中目标特性及空战模式的分析出发,论述了发展中远程兼顾近距格斗空空导弹的必要性。并探讨了设计的基本思想:采用 BTT 控制技术、单翼式气动外形,放宽导弹的静稳定度,采用定向爆破战斗部等技术,设计质量小具有低阻力、高升力气动特性的导弹。使其既有良好的远程续航特性,又有优越的近距格斗性能。     

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。     

遭毁伤巡航导弹气动特性风洞实验研究

通过对“战斧”多用途巡航导弹风洞实验模型的设计和不同马赫数、攻角及侧滑角下气动特性参数的测试,得到弹翼折弯角对侧向力系数、偏航力矩系数、升力系数以及前部阻力系数的影响规律.结果表明,随着弹翼折弯角的增大,侧向力系数和偏航力矩系数近似呈线性增长,这种影响随马赫数增大而增强,但对升力系数、前部阻力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数等特性参数的影响并不显著.     

舵面形状对铰链力矩的影响分析

为研究舵面形状对铰链力矩的影响,运用CFD技术模拟某无翼式布局弹箭在不同马赫数下的尾舵受力分布情况,分别对尾舵前缘根弦、后缘梢弦与后缘根弦进行小面积的裁剪,得到三组弹身-尾舵组合体,分别对各组合体进行数值模拟,得到各组合体在不同马赫数下的舵面压心、铰链力矩以及全弹气动特性系数。结果表明,裁剪尾舵前缘使舵面压心更分散; 裁剪尾舵后缘使舵面压心更集中,有利于铰链轴的设计,可有效减小铰链力矩; 裁剪尾舵对全弹的气动特性有微小的影响。     

偏转弹头导弹气动方案设计研究

在外军某型导弹的基础上,将偏转弹头控制方式引入导弹,重新设计了其气动方案;在设计的过程当中,针对偏转弹头导弹特有设计约束,对原准弹的设计进行了调整;新设计的方案综合考虑了各分系统之间的约束,解决了将这种新的控制方式引入导弹设计后所带来的一些问题;计算结果显示：该气动方案解决了一般偏转弹头导弹低速可用过载低的问题,与传统导弹相比具有包络小,阻力低,高速下可用过载大等特点。     

巡航导弹气动布局的发展和分析

叙述了国外巡航导弹所采用的气动布局方案,进而以电磁信号特征为机理,分析了隐身外形布局的特点和效果;又以物理流态特征为机理,通过与后掠翼相比较,计算并分析了采用前掠翼的优越性,研究了桨扇发动机布局对导弹气动特性的影响。也论述了斜翼的气动特性,最后指出应用的前景。     

制导兵器某些气动カ问题

结合多年的研究成果和经验，对与发展制导兵器密切相关的7个气动力问题：高升阻比气动布局与气动增程、多片翼布局及气动特性、鸭式布局导弹鸭舵滚转控制耦合与解耦、子母弹抛撒分离的气动干扰、非圆截面弹体的气动特性与雷达隐身特性、格栅翼的气动特性、横向喷流控制技术进行了分析和论述。指出对这7个问题还需进行更深入的研究。