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.     

基于一体化设计的气动外形参数对动态特性的影响

为了提高导弹气动外形方案设计效率和设计质量,基于一体化设计方法,将导弹气动外形设计与气动特性计算、弹道仿真和飞行过程的动态特性分析等工作结合起来,分析导弹外形参数、气动力系数、动力系数、飞行动态性能参数之间的相互关系,得出部分主要气动外形参数对飞行动态特性典型参数的影响规律.仿真与计算结果验证了通过改变气动外形参数来改变弹体动态特性参数的理论分析.     

外形隐身改进对坦克目标电磁散射特性的影响

外形隐身是提高武器装备生存力的重要手段,为研究其对坦克的散射影响特性,提出分析外形隐身对坦克电磁散射影响的研究方法.基于某型隐身坦克,建立了隐身、常规坦克电磁模型,计算了多频、多俯仰角的雷达散射截面(radar cross section,RCS)及其减缩值,并进行了分析.结果 说明,外形隐身技术可使散射曲线向内收敛,并大幅降低坦克模型的散射强度(尤其在前后向角域);频率增加时,隐身模型的前向60°角域RCS均值逐渐减小,而减缩值增大,最高可达26.771 3 dB;俯仰角增加时,采用外形隐身后,前向RCS均值在-22.060 3～-18.608 3 dBsm振荡,在0°俯仰角外形隐身效果最好,减缩值可达24.473 4 dB,在其他俯仰角有降低趋势;外形隐身可明显改善坦克前向和后向隐身性能,并具有较强的多频、多俯仰角隐身改进作用.     

含侧喷流炮射导弹绕流场数值计算

用数值模拟方法研究侧喷流对炮射导弹气动特性的影响.以三维N-S方程为出发方程,采用S-A湍流模型,对炮射导弹的绕流场进行了数值模拟研究,得到的气动特性结果与风洞实验结果基本吻合.在此基础上,对含侧喷流炮射导弹的绕流场进行数值计算.结果表明,侧喷流对导弹气动特性有较大影响.     

钝体结构倒U形梁气动特性试验和数值研究

为了探索有效的钝体结构气动特性三维数值分析方法,对钝体结构倒U形梁的气动特性进行了风洞试验和数值模拟研究.通过风洞试验得到与结构气动特性相关的气动力系数和颤振导数.利用二维或三维模型分别对结构的气动特性进行了数值模拟研究,并计算了相关的气动参数.计算过程中基于分块迭代耦合方法考虑流体-固体耦合效应,利用自编程序结合CFX软件实现不同物理场间的数据交换和传递,采用快速有效的网格移动控制算法处理移动边界问题.风洞试验测量和数值计算中均考虑了湍流效应,其中数值计算应用了k-ω剪切应力输运模型和分离涡模型.通过风洞试验测量与数值模拟研究可以发现,钝体结构倒U形梁的气动稳定性较差.对气动参数的计算结果表明,本文的三维数值计算方法可以有效地获取钝体结构的气动参数,在风工程领域具有重要应用价值.     

直升机旋翼结冰后三维桨叶气动特性数值分析

针对直升机旋翼桨叶结冰问题,研究了结冰前后三维旋翼桨叶气动特性.基于多参考系模型建立了旋翼桨叶三维结冰数值模拟方法,对其中空气流场计算、水滴撞击特性计算、结冰生成计算和几何模型重构等步骤进行了介绍.以C-T旋翼为模型,计算分析了结冰对旋翼桨叶气动特性的影响.计算结果表明,结冰后旋翼桨叶升力降低、阻力增加,悬停性能下降明显.结冰破坏了桨叶各个截面原有的气动外形,导致涡的产生,使得截面气动特性恶化.     

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.     

旋转弹丸在复杂激波影响下气动特性数值模拟与分析

为了提高线膛发射武器的射击精度,研究复杂激波系对旋转稳定弹丸气动特性的影响.通过划分局部加密的网格,采用k-epsilon双方程湍流模型求解可压缩的三维Navier-Stokes方程,数值模拟和分析旋转弹丸在复杂激波影响下的气动特性变化规律.数值模拟的结果与SOCBT( Secant ogive cylinder boat tail)弹丸风洞实验数据相吻合,验证了计算模型与方法的合理性和可靠性.数值分析旋转速度、攻角、来流马赫数等对弹丸气动特性的影响,通过耦合内弹道过程,数值模拟和分析不同旋转速度对内弹道后效期内弹丸速度增的影响规律.     

火星超低雷诺数下螺旋桨气动性能研究

火星超低雷诺数环境导致螺旋桨系统气动特性相比于地球环境显著恶化,翼型表面层流分离现象影响了火星螺旋桨的气动特性.为设计出适应火星低雷诺数环境的螺旋桨,深入了解超低雷诺数对翼型气动特性的作用机理,采用Transition SST转捩模型求解非定常可压缩N-S方程的数值模拟技术,对几种适用于低雷诺数环境的翼型进行火星超低雷诺数环境下气动特性模拟计算,从而选取最适应火星大气环境的翼型.结果表明CLF5605翼型具有更好的气动性能.对选定的翼型进行不同超低雷诺数下气动特性模拟计算,揭示了超低雷诺数对翼型气动特性的影响,即在火星大气雷诺数范围内,更高的雷诺数对应更好的气动性能;对雷诺数从100～20 000翼型表面边界层状态进行数值模拟,发现翼型层流分离结构发生显著变化,从低雷诺数下的层流边界层状态,随着雷诺数的增加开始发生层流分离,在翼型尾缘产生层流分离泡,并最终变成湍流边界层.采用最小能量损失的方法设计火星螺旋桨,对其气动性能进行了数值模拟仿真,并对轻量化制造的螺旋桨进行了地面台架实验验证,通过将地面实验结果与CFD数值模拟仿真结果对比,验证了螺旋桨轻量化设计合理性以及数值计算的准确性.     

不同布局无人作战飞机电磁隐身性能分析

无人作战飞机是当前研究热点之一,为研究不同气动布局无人作战飞机的隐身性能,分别建立常规布局A、无尾飞翼布局B、三角形飞翼布局C的电磁模型。采用物理光学法,计算了不同状态的RCS（Radar Cross Section）散射曲线并分析了分布特点、频率及俯仰角响应特性。结果表明,无人作战飞机的电磁散射特性取决于气动布局和结构形式,也与机翼前后缘、机身、进气道、尾喷口、垂尾等细节设计相关,布局A在前后向均有散射波峰,而采用外形隐身技术的布局B、C无明显散射波峰;频率增加时,各布局不同角域RCS均值减小,布局C前向角域最低为-34.308 7 dBsm,俯仰角变化时,受布局结构外形设计影响,算术均值呈振荡变化;布局C在前、后向角域具有最好的多频隐身性能,布局B在前向角域的不同俯仰角隐身性能较好,布局A隐身性能较差。     

母弹近区子弹的弹道特性

在母弹(布撒器)-子弹气动干扰风洞实验结果的基础上,进行了母弹近区子弹弹道计算. 结果表明,母弹干扰对子弹的弹道特性有重要影响,在母弹近区必须使用包含母弹干扰的子弹的当地气动特性数据进行子弹的弹道计算;子弹的初始下抛速度缩短了子弹飞离母弹干扰区的时间;在干扰区内,子弹的攻角很小,不会出现翻滚与母弹相碰;在母弹近区,子弹与母弹的纵向相对速度很小,后排子弹也不会运动到母弹的尾翼区.     

外挂组合体对无人直升机气动特性影响分析

为研究某型无人直升机机身两侧的外挂组合体对其气动特性的影响, 采用求解Navier-Stokes方程的方法, 对直升机机身的气动特性进行数值计算, 并与风洞试验结果进行对比, 验证CFD (computational fluid dynamics)计算方法的准确性和可靠性。计算加装外挂组合体前后的无人直升机气动特性, 包括不同侧滑角和不同挂载状态, 并进行对比分析。结果表明, 外挂组合体对无人直升机的阻力影响较大, 对升力和俯仰力矩等影响较小。加装外挂组合体后, 无人直升机气动特性受侧滑角变化的影响更大, 外挂组合体中的导弹数量变化对无人直升机的阻力影响较大。研究结果可为加装外挂组合体的气动布局和减阻设计提供参考。     

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。     

对变前掠翼布局隐身特性的数值分析

针对变前掠翼布局设计,给出在鸭翼与机头连接处略有不同的2种方案。气动计算表明：在对变前掠翼布局的作战使用中将三角翼用以突防是合理的,且鸭翼与机头融为一体的尖前缘设计方案更优。对2种方案三角翼布局的双站雷达散射特性计算表明：在大部分方位角内其雷达散射截面都处于0 dBm以下,且波峰波瓣很窄,不易被雷达发现和连续跟踪。相比较而言,尖前缘的设计方案其隐身特性仍然较优。因而在对变前掠翼布局设计时,宜采用将鸭翼前缘与机头前缘融为一体的设计方案。     

枪管内膛损伤对弹头外弹道过程的影响研究

为研究枪管内膛损伤对弹头气动特性及外弹道过程的影响,基于系统的12.7 mm机枪枪管寿命试验获得的内膛损伤规律,建立了损伤枪管的有限元模型并获得了枪管在4个寿命阶段所发射弹头的表面形貌状态.采用基于剪应力输运（SST）k-ω湍流模型的计算流体力学（CFD）方法对不同表面形貌的高速旋转弹头的气动参数进行了数值计算.采用均匀设计方法安排随机因素影响下的弹头内弹道计算过程,获得了各阶段弹头膛口扰动随机响应状态.建立了弹头6自由度刚体外弹道模型,结合弹头的气动参数和膛口扰动状态对弹头外弹道过程进行编程求解,获得了100 m处各寿命阶段枪管所发射弹头的散布圆半径和椭圆弹孔率,最终计算结果与试验数据吻合较好.计算结果表明:弹头初始扰动在枪管寿命末期的迅速增大,以及大攻角下弹头所受气动力压力中心的前移和马格努斯力矩的增大等,是造成枪管寿命末期弹头飞行稳定性降低及枪管迅速寿终的主要原因.      

Pade插值结合FDTD法应用于宽角度RCS的快速获取

引入Pade插值技术，对FDTD法计算的稀疏的RCS响应进行逼近，然后用获得的Pade有理逼近式计算宽角度RCS响应，文中采用了最小二乘法，进行全局约束，以充分利用已有信息，达到最佳逼近的效果。计算结果表明，Pade有逼近式能很好地逼近FDTD法精确计算的曲线，曲时在计算速度上可加快几倍。     

多片尾翼布局弹箭气动特性数值计算

用数值模拟方法研究多片尾翼布局弹箭的气动特性．以三维Navier—Stokes方程为控制方程，用CFD方法对4片、6片与8片平直形尾翼和卷弧形尾翼弹箭的流场进行数值模拟研究，得到的气动特性结果与风洞实验结果基本吻合，为多片尾翼布局弹箭的气动设计及尾翼片数的合理选择提供了依据。     

高空远程滑翔无人水下航行器气动参数估算

为了研究高空远程滑翔无人水下航行器（UUV）气动参数特性,根据飞机气动参数估算的方法,通过类比方式在小迎角、小侧滑角和尾翼偏转不大的情况下对高空远程滑翔UUV的纵向、横向气动参数和操纵导数进行计算.结合风洞试验结果进行对比分析,结果证明：计算和试验结果显示了良好的一致性,通过2种方式获得的气动特性均满足航行器的低阻特性和静稳定性要求,说明借鉴飞机参数的估算方法是可行的,为进一步对航行器的弹道设计、载荷计算、控制参数的选择和完善设计提供有力依据.
     

微型飞机机翼平面布局的风洞试验研究

介绍了常用的15种微型飞机机翼平面布局在西北工业大学低湍流度风洞进行风洞试验研究的情况。研究目的是探索微型飞机的风洞试验技术和获得各种微型飞机布局的低雷诺数气动特性。着重研究了风速、迎角对微型飞机各布局气动特性的影响。研究结果表明：风洞试验是研究与微型飞机有关的低雷诺数气动特性问题的有效而又切实可行的途经;八面形布局具有较高的升阻比和升力系数,是微型飞机理想的设计选择。试验结果可供微型飞机设计参考。