相近弹形气动参数的确定方法

提出由已知一种制导炮弹(Ⅰ型)气动特性(利用气动仿真对比计算与飞行对比试验方法)确定另一种气动外形相近的制导炮弹(Ⅱ型)的气动特性的方法.利用Jameson有限体积法求解空间流场的欧拉方程,采用笛卡尔网格技术分别对2种气动外形进行了气动力对比仿真计算.根据对比飞行试验数据对2种弹落点参数、雷达径向速度进行气动参数辨识.结果表明,仿真计算结果与根据落点参数及雷达径向速度辨识结果基本一致.该方法为根据已知气动外形准确确定另一种相近气动外形气动参数提供了一种途径.     

导弹静稳定度动态变化范围研究

研究飞行过程中导弹静稳定度的动态变化。方法利用气动工程计算与弹道一体化设计方法,在得出气动数据之后,计算导弹飞行弹道,并研究飞行过程中导弹静稳定度的动态变化,通过气动布局和几何参数的调整,再进行气动计算和弹道设计。     

基于三维重建飞机气动特性的飞行包线

为了确定未知飞机的飞行边界,提出了一种通过逆向三维建模进行气动特性分析后建立基本飞行包线的方法,对气动参数未知飞机的飞行安全和空战仿真问题提供了技术支撑.首先,综合运用明暗恢复图像和工程图重建法对飞机的几何外形进行了三维重建;然后通过数值模拟计算的方法计算并分析了其纵向气动特性;最后,计算了飞机的基本飞行包线并进行了对比验证.研究结果表明,所做工作探索出了一条研究外军缺乏气动参数飞机飞行性能的完整技术途径,所计算的飞行包线具有较高的可靠性,能够体现飞机的飞行性能.     

导弹模型的靶道试验技术研究

针对弹道靶道试验室的试验条件,研究了导弹模型进行靶道自由飞行试验的试验方法.研究了导弹模型与原导弹的外弹道飞行参数和飞行稳定性规律等方面的相似关系和相似条件,分析了采用导弹模型靶道试验分析导弹运动规律和气动特性的可行性.以某典型导弹为例,设计了靶道试验用的导弹模型,选择了合理的气动参数辨识算法,进行了多发导弹模型的靶道验证试验.试验结果表明,采用该文所述的试验技术在弹道靶道中进行导弹模型的自由飞行试验是可行的.     

一对鸭舵控制的炮弹角运动特性及其影响因素

为了给鸭式布局炮弹的气动外形及弹道参数设计提供依据,研究了该类炮弹在一对鸭舵控制下的角运动特性.建立了鸭舵控制弹道模型,对一般炮弹角运动方程给出了鸭舵瞬时作用下的特解.通过仿真计算,分析了舵面偏转瞬时的攻角过渡过程及其影响因素,研究了弹体转速等对攻角特性的影响.结果表明,不同鸭舵气动外形参数对应的攻角过渡过程差异较大;弹体转速及最大飞行斜距对炮弹飞行稳定性的影响较为显著;当弹丸速度很大时,质心控制方位对最大攻角幅值的影响较小.     

某非圆截面导弹的动态特性分析

利用小扰动飞行动力学方程和参数敏感性分析方法,研究了某非圆截面导弹在典型气动条件下的开环飞行稳定特性.对该导弹在不同静、动导数条件下的飞行稳定性进行了研究,得到了影响系统稳定性的主要因素以及出现较优横侧向稳定性的参数取值区间,这些结论为同类型导弹气动布局和控制系统的设计提供可靠的借鉴.     

基于CFD分析的弧形翼导弹气动外形优化

为探索将高精度CFD分析引入高超声速飞行器气动外形优化设计的可行性,以6°飞行攻角、6马赫飞行速度下的最大升阻比为目标,引入CFD分析计算气动性能,使用Nelder-Mead可变多面体搜索方法对高超声速弧形翼导弹进行了气动外形优化.计算结果表明,在满足弹翼安全性的条件下,优化外形比初始外形的升阻比有明显提高（约9.22%）,同时阻力系数、弹翼展长和弹翼面积均有不同程度的降低.计算结果充分证明了优化设计的有效性和采用CFD分析的必要性.依据该文结果提出一种前掠弧形翼高超声速导弹气动布局方案.     

外形参数对矩形截面弹体气动和隐身特性影响

用流体动力学(CFD)数值模拟方法和图形算法(GRECO),对机载布撒器绕流场进行了数值模拟和雷达散射截面(RCS)的计算,得到气动特性数值计算结果与风洞试验结果,RCS计算结果与外场测量结果均十分吻合.在此基础上研究了矩形截面宽高比和圆角半径比对弹体气动特性和隐身特性的影响.计算结果表明,建立外形参数与气动和隐身特性关系数据库、发展基于数据库的气动特性和隐身特性的工程计算方法,是进行布撒器等非常规外形和特种部件气动设计和RCS设计的有效途径.     

外形参数对矩形截面弹体气动和隐身特性的影响

用流体动力学(CFD)数值模拟方法和图形算法(GRECO),对机载布撒器绕流场进行了数值模拟和雷达散射截面(RCS)的计算,得到气动特性数值计算结果与风洞试验结果,RCS计算结果与外场测量结果均十分吻合.在此基础上研究了矩形截面宽高比和圆角半径比对弹体气动特性和隐身特性的影响.计算结果表明,建立外形参数与气动和隐身特性关系数据库、发展基于数据库的气动特性和隐身特性的工程计算方法,是进行布撒器等非常规外形和特种部件气动设计和RCS设计的有效途径.     

阻力伞-灵巧子弹系统气动及稳定性研究

为研究阻力伞-灵巧子弹系统空气动力学特性及气动特性对系统飞行动稳定性的影响,应用系统动力学和计算流体力学对非轴对称弹体外形进行了对比仿真,分析了子弹和阻力伞气动流场,与风洞试验进行了对比;为优化伞-弹系统气动特性,提高打击效率提供了数据支持,同时建立伞-弹弹道模型进行系统弹道仿真,归纳了气动数据、开伞时间对系统动稳定性影响规律.结果表明非对称外形对子弹气动特性影响不大,系统气动特性稳定,合适的开伞时间和气动参数对动稳定性有一定影响.      

鸭式制导炮弹气动外形优化设计方法研究

为了获得鸭式制导炮弹的最佳气动外形参数,建立了鸭式制导炮弹的气动外形参数优化数学模型,以气动性能参数要求为设计依据,提出一种鸭式制导炮弹气动外形参数的优化设计方法。对某鸭式制导炮弹算例的气动外形参数进行优化,结果表明:优化得到的气动外形参数能够保证该弹在飞行过程中稳定性适当,稳定性与操纵性匹配,舵偏角和平衡攻角匹配较好。该方法可作为此类弹箭气动外形设计的工具。     

轴流压气机低速模化设计的叶片造型

为了提高航空发动机高压压气机的气动性能,需要对高速压气机进行低速模化设计以开展试验研究.选取高压压气机后面级作为研究对象,给出了高压压气机低速模化设计的相似准则和模化设计流程,为低速模化设计提供了可以借鉴的准则.针对高速原型压气机设计工况点,制定模化设计目标,完成几何变换、通流设计、叶片造型及数值模拟.重点研究了叶片造型模化相似技术,在叶片造型设计上突破了几何相似的限制,通过三维积叠造型的设计方法保证了高低速压气机气动参数的相似性.研究为轴流压气机低速模化设计的叶片造型提供了可以借鉴的方法.     

管式发射巡飞弹的气动特点及设计

讨论了管式发射巡飞弹的气动特点和设计,分析了折叠翼的低雷诺数高升力翼型的气动特性、设计方法以及弹翼的折叠设计,并分析了柔性充气翼的发展、优缺点、气动特性以及目前存在的技术难题.研究结果表明,封装后的充气翼不会破坏机翼结构的整体性,体积降为展开体积的1/10,避开了传统飞行器复杂的折叠结构,质量也大为减轻.分析结果表明充气翼的发展优势以及巡飞弹气动一体化总体设计技术的重要性.     

扰动频率对动压气体轴承动态刚度和阻尼系数的影响

采用偏导数法求解动压气体润滑Reynolds方程，给出了动压气体轴承动态刚度和阻尼系数普遍适用的计算方法．进行了有限元数值仿真，计算了动压气体轴承的动态刚度和阻尼系数，并重点研究了扰动频率对这些系数的影响．计算结果表明，动压气体轴承的动态刚度系数随着扰动频率的增大而增大，动态阻尼系数随着扰动频率的增大而减小．从理论上解释了动压气体轴承的动态刚度和阻尼系数与扰动频率的密切相关性．     

基于伴随方法的动态非定常气动外形优化设计

为实现动态非定常条件下的气动外形优化设计,基于非定常形式的欧拉方程及伴随方程,建立了一套完整的针对非定常动态问题的气动外形优化设计方法,并采用所建立的方法,对俯仰振荡的NACA0012翼型在跨声速(Ma=0.8)及限制条件下进行了翼型时均减阻外形优化. 对优化设计的结果进行了分析. 研究结果表明:该动态非定常气动外形优化设计方法具有较高的可靠性和实用性.      

可变展长机翼非定常气动特性数值研究

为探索可变展长机翼变形过程中的非定常气动特性及其机理,以ONERA M6机翼为模型,利用动网格技术对其进行了非定常气动特性研究.研究表明:在机翼连续变展长过程中,非定常气动特性曲线以滞回环的形式围绕着相应的准定常曲线;变形周期、攻角和来流马赫数对滞回环有一定影响,但与准定常气动特性相比,单纯的展长变化引起的非定常气动效应并不明显;在一定的计算条件下,非定常升力系数偏离其相应的准定常升力系数的最大值不足2%;可变展长机翼非定常气动特性产生的主要原因在于流场结构迟滞.同时,由于流场结构迟滞效应比较微弱,可变展长机翼的非定常气动特性不显著.      

具有不同辐板车轮的空气动力学特性研究

应用计算流体力学的方法，对具有不同辐板的车轮外流场进行了数值模拟，并与试验相对照，讨论不同的车轮辐板所引起的气动特性的变化．根据车轮上辐板的不同，对于同一型号的8种车轮模型分成3组进行研究.通过对比分析不同车轮的表面压力系数以及车轮周围的涡流等流场特性，可以得知：车轮辐板的改变不仅影响车轮的局部流场，还会影响整车的气动特性．模拟结果表明，车轮阻力系数改变是由其周围流场中涡流特征的变化所致.     

基于CFD与最小二乘法的翼伞动力学建模

襟翼偏转气动计算是翼伞建模的关键问题,为提高翼伞动力学模型精度,本文引入襟翼偏转气动模型,提出CFD数值模拟与最小二乘辨识相结合的方法:数值模拟借助动网格动态捕捉翼伞外形与姿态变化,获取襟翼偏转气动数据;最小二乘法进行模型参数辨识,修正翼伞气动计算.研究表明襟翼偏转气动模型较好反映翼伞气动规律,对应动力学模型与空投试验数据接近,验证本文建模方法的有效性,为翼伞精确建模提供新思路.