鸭式布局卷弧尾翼导弹气动特性数值分析 被引量：1

1

作者 罗中琦 张涪 +3 位作者 郑磊 杨鹏 付豪 王立峰 《力学与实践》 2025年第2期295-305,共11页

主要研究鸭式布局卷弧尾翼导弹的气动特性。采用格心有限体积法与滑移网格技术对鸭式布局卷弧尾翼导弹进行了定常与非定常数值模拟。结果表明:在相同滚转舵偏角度下,正负打舵时尾翼上的滚转力矩大小不等;在相同滚转舵偏角度下,正向打舵... 主要研究鸭式布局卷弧尾翼导弹的气动特性。采用格心有限体积法与滑移网格技术对鸭式布局卷弧尾翼导弹进行了定常与非定常数值模拟。结果表明:在相同滚转舵偏角度下,正负打舵时尾翼上的滚转力矩大小不等;在相同滚转舵偏角度下,正向打舵比负向打舵尾翼诱导的反操纵力矩大;同方向打舵时舵偏角越大反操纵影响程度越小。导弹旋转时马格努斯力系数随滚转角呈周期性变化,不同旋转方向时马格努斯力的波动方向相反,且反转的马格努斯力小于正转;当尾翼与弹体固联旋转时马格努斯力主要由后体提供,且前后体马格努斯力方向相反;当尾翼与弹体解耦旋转时,马格努斯力比固联旋转时更小。以上结论可为导弹控制系统设计提供依据。 展开更多

关键词 鸭式布局 卷弧翼 反操纵 马格努斯力 气动特性

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低速状态下鸭式布局导弹的下洗现象

2

作者 母雪鹏 陈少松 +1 位作者 魏恺 徐一航 《弹道学报》 北大核心 2025年第1期68-76,共9页

采用数值计算方法并辅以PIV实验,对低速状态下鸭式布局导弹的下洗现象进行了研究。在来流马赫数为0.03(10 m/s)和0.1(34 m/s)的条件下,对鸭式布局导弹气动参数以及流场流动情况进行了计算。结果表明:低速状态下,鸭式布局导弹的下洗现象... 采用数值计算方法并辅以PIV实验,对低速状态下鸭式布局导弹的下洗现象进行了研究。在来流马赫数为0.03(10 m/s)和0.1(34 m/s)的条件下,对鸭式布局导弹气动参数以及流场流动情况进行了计算。结果表明:低速状态下,鸭式布局导弹的下洗现象主要由鸭舵的脱落涡随下洗流对下游流场产生影响。在没有舵偏角的情况下,产生对称的影响。探究了当鸭舵进行滚转操纵时(水平鸭舵差动偏转)下洗现象对全弹滚转特性的影响,发现存在滚转反效现象。主要原因是:在水平鸭舵差动偏转时,其后缘的脱落涡不对称,故下游流场也呈现不对称状态,即鸭舵的脱落涡会与附着在弹身和尾翼上的附着涡相互作用,使得两片水平尾翼上方的低压区域面积不对称,进而提供的法向力不相等,最终尾翼产生与鸭舵控制方向相反的滚转力矩。随着攻角的增大,尾翼产生的反向滚转力矩逐渐大于鸭舵提供的正向滚转力矩,便导致滚转反效。 展开更多

关键词 导弹 鸭式布局 低速 下洗 滚转反效 粒子图像测速实验

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非致命远程低速电击子弹的尾翼气动特性

3

作者 李旭 陈耀慧 +1 位作者 张道平 罗志飞 《科学技术与工程》 北大核心 2025年第13期5422-5428,共7页

非致命电击武器是非致命武器领域的研究热点,近年来对无线远程电击子弹的研究是热点问题中的重点,因此针对非致命远程低速电击子弹尾翼设计,选取了Clark Y、Eppler 387、NACA-66共3种在低速有较好气动特性的翼型,使用CFD软件用NACA0012... 非致命电击武器是非致命武器领域的研究热点,近年来对无线远程电击子弹的研究是热点问题中的重点,因此针对非致命远程低速电击子弹尾翼设计,选取了Clark Y、Eppler 387、NACA-66共3种在低速有较好气动特性的翼型,使用CFD软件用NACA0012翼型在30 m/s下的仿真结果与文献仿真结果和风洞试验结果对比,验证了算法的有效性,然后对3种翼型低速的气动特性进行仿真,分别得到了在30、35、40 m/s飞行速度下对应不同迎角的升力系数、阻力系数和升阻比。结果表明在同一飞行速度下,3种翼型的升力系数和阻力系数都随攻角的增加逐渐增大,但升力系数的增长幅度逐渐变小,阻力系数的增长幅度逐渐变大,升阻比随攻角的增加先增大后减小,经过对比发现翼型Eppler 387的气动性能优于另外两种翼型,速度为40 m/s、攻角4°~6°为最佳工况,既能满足非致命远程低速电击子弹的结构设计的要求,又能在提供尽可能大滚转力矩的同时产生较小的阻力。 展开更多

关键词 远程电击武器 非致命 低速翼型 气动特性 数值模拟

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非对称翼型火箭橇耦合动响应分析及参数设计

4

作者 范坤 董龙雷 +1 位作者 杨珍 赵项伟 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第2期98-104,共7页

针对超声速下非对称翼型火箭橇运动稳定性分析与控制难题,采用模态分析优化了非对称结构的振动频率特性,并对翼型火箭橇在非对称载荷下,400~1 200 m/s速度工况下的橇轨耦合动态响应特性进行分析。对翼面的不同气动下压力、不同靴轨间隙... 针对超声速下非对称翼型火箭橇运动稳定性分析与控制难题,采用模态分析优化了非对称结构的振动频率特性,并对翼型火箭橇在非对称载荷下,400~1 200 m/s速度工况下的橇轨耦合动态响应特性进行分析。对翼面的不同气动下压力、不同靴轨间隙对橇体振动的影响进行对比分析,并对橇体关键部件材料进行分析,最终得到1 000 Hz内滑靴和翼面的动态载荷预示值与实测值的偏差不大于15%。该分析方法可为非对称翼型结构设计及橇体参数的选取提供数据支撑,保证火箭橇在轨安全运行,为非对称翼型火箭橇试验平台的构建提供了技术支撑。 展开更多

关键词 非对称翼型火箭橇 橇轨耦合 动响应分析 参数设计 运动稳定性

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鸭舵式双旋弹舵翼非线性控制力建模与分析 被引量：1

5

作者 赵新新 史金光 +1 位作者 王中原 张宁 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期2607-2616,共10页

鸭舵式双旋弹通过调节前体滚转角方位进行弹道修正,建立准确的舵翼控制力模型是深入研究其弹道特性和进行弹道设计的关键。综合考虑弹体和各片舵翼之间的干扰作用,在非滚转系中利用傅里叶级数对前体纵向对称面相对复攻角平面方位改变产... 鸭舵式双旋弹通过调节前体滚转角方位进行弹道修正,建立准确的舵翼控制力模型是深入研究其弹道特性和进行弹道设计的关键。综合考虑弹体和各片舵翼之间的干扰作用,在非滚转系中利用傅里叶级数对前体纵向对称面相对复攻角平面方位改变产生的周期性效应进行变换,建立适用于该类炮弹大攻角飞行的精确舵翼控制力工程计算模型,从原理上显示其与四片舵翼结构参数、复攻角幅值和相位以及前体滚转角方位间的关系。通过计算流体力学数值方法对不同前体滚转角和复攻角下的舵翼控制力进行仿真分析。研究结果表明:受一对减旋舵和操纵舵的法向力共同影响,舵翼控制力的大小和方向变化均呈现出强非线性特征,在大攻角条件下尤其突出;在任意复攻角和前体滚转角情况下,所建模型能够准确描述鸭舵式双旋弹的舵翼控制力及各因素对它的影响,为该类炮弹的前体结构设计、弹道特性分析和弹道设计等提供了理论依据与参考。 展开更多

关键词 鸭舵式双旋弹 舵翼控制力 非线性 数值计算

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翼身干扰对边条翼翼身组合模型法向力特性影响分析

6

作者 王琦 陈少松 +1 位作者 谭献忠 魏恺 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期79-87,共9页

为了解决边条翼升力不足的问题,探究翼身干扰对边条翼弹箭升力的提升情况,采用数值计算方法,对比了亚、超音速范围内边条翼翼身组合模型、常规翼翼身组合模型、仅边条翼模型、仅常规翼模型与仅弹身模型的法向力随攻角的变化情况。结果表... 为了解决边条翼升力不足的问题,探究翼身干扰对边条翼弹箭升力的提升情况,采用数值计算方法,对比了亚、超音速范围内边条翼翼身组合模型、常规翼翼身组合模型、仅边条翼模型、仅常规翼模型与仅弹身模型的法向力随攻角的变化情况。结果表明:在亚音速范围内,由于上表面耦合涡涡量大,流速快,而下表面来流受阻碍作用流速慢,上下表面压差变大,翼身干扰对翼身组合模型法向力提升很大,在Ma=0.6且α=20°下翼身干扰对其弹身法向力的提升有195%,对边条翼平均提升幅度有46%;在超音速下,由于上表面角涡涡量相比于仅边条翼模型提升不大,翼身干扰对边条翼法向力提升有限。翼身干扰的作用区域为翼根附近的弹翼及弹身,边条翼弦长长,受影响的区域大,因而翼身干扰对边条翼翼身组合模型法向力的提升更大。 展开更多

关键词 边条翼 翼身干扰 法向力特性 数值计算

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考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快速评估方法

7

作者 付昱 宋文艳 汪秋吟 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2024年第1期1-9,共9页

工作在较宽飞行范围的高马赫数组合动力飞机,其动力性能受到飞行条件/飞行姿态以及模态转换的影响,并进一步影响其飞行任务性能。为尽可能真实并快速地评估组合动力飞机的飞行任务性能,提出了一种考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快... 工作在较宽飞行范围的高马赫数组合动力飞机,其动力性能受到飞行条件/飞行姿态以及模态转换的影响,并进一步影响其飞行任务性能。为尽可能真实并快速地评估组合动力飞机的飞行任务性能,提出了一种考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快速评估方法,并量化研究了不同飞行轨迹、不同模态转换区间对飞行任务性能的影响。首先建立了高马赫数飞机的飞行动力学模型,将飞行姿态考虑进任务分析中;随后建立了组合动力的非安装及安装性能计算模型,飞行轨迹中可实时模拟动力装置的性能;最后建立了模态转换模拟模型,可分析模态转换过程对飞行任务性能的影响。结果表明:该文研究的飞行马赫数为5的组合动力飞机,巡航高度由海拔20 km升高至27 km,巡航距离增加18.3%,总航程增加21.9%;将模态转换马赫数区间由低马赫数2~2.3向高马赫数2.2~2.5范围移动,爬升加速段距离增加8.4%,爬升加速时间增加5.8%。 展开更多

关键词 高马赫数飞机 组合动力 模态转换 飞行轨迹 飞行任务性能

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滑翔增程弹鸭式舵的气动设计与分析 被引量：13

8

作者 史金光 王中原 +1 位作者 许厚谦 张冰凌 《弹道学报》 EI CSCD 北大核心 2006年第4期33-37,共5页

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... 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. 展开更多

关键词 滑翔增程弹 鸭式舵 稳定性 操纵性

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格栅翼减阻特性研究 被引量：15

9

作者 陈少松 徐琴 +1 位作者 王福华 赵润祥 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2001年第4期7-11,共5页

为了探索减少格栅翼阻力的方法和途径 ,进行了超声速M∞ =2 .5 2 1下格栅翼的边框几何形状和尺寸以及格栅翼茎厚度、格栅几何形状对格栅翼阻力特性影响的风洞实验。结果显示 ,格栅翼的边框对格栅翼的阻力影响最大 。

关键词 格栅翼 气动特性 减阻特性 格栅几何形状 边框几何形状 边框厚度 战术导弹 阻力系数

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基于目标压力分布优化的翼型反设计方法研究 被引量：14

10

作者 李焦赞 高正红 詹浩 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2008年第1期187-190,共4页

针对翼型反设计方法中目标压力分布难以给定的问题,进行了反设计方法与优化方法相结合的研究,建立了翼型反设计方法中定义目标压力分布的遗传优化模型。首先提出翼型表面压力分布参数化方法,对其进行有约束优化,获得目标压力分布,并与基... 针对翼型反设计方法中目标压力分布难以给定的问题,进行了反设计方法与优化方法相结合的研究,建立了翼型反设计方法中定义目标压力分布的遗传优化模型。首先提出翼型表面压力分布参数化方法,对其进行有约束优化,获得目标压力分布,并与基于Takanashi余量修正原理的翼型反设计方法相结合,进行翼型反设计。设计结果表明这种方法是可行的。 展开更多

关键词 目标压力分布 遗传算法 余量修正方法 反设计

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卷弧翼气动特性研究进展 被引量：10

11

作者 吴甲生 居贤铭 苗瑞生 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 1995年第1期102-113,共12页

本文列举了卷弧翼在战术武器中的应用实例，介绍了卷弧翼的几何特性、气动特性、优缺点及布局设计，评述了对卷弧翼气动特性所做的理论与试验研究工作。最后指出了有待进一步研究的问题。

关键词 卷弧翼 气动物性 战术武器 气体动力学 滚转力矩

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滑翔增程弹气动特性分析 被引量：4

12

作者 武频 赵润祥 +1 位作者 谭俊杰 郭锡福 《弹道学报》 EI CSCD 北大核心 2001年第4期38-41,共4页

针对滑翔增程弹在有弹翼和无机翼两种情况下 ,气动特性进行了计算、分析和比较 .计算结果表明 ,有弹翼时滑翔增程弹的升阻比与无弹翼时的升阻比相比大得多 。

关键词 滑翔增程弹 弹翼 气动特性 射程 开阻比

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一种异形卷弧翼弹气动特性的数值模拟 被引量：4

13

作者 金华 戴金海 吴蓓蓓 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2006年第3期168-171,共4页

采用CFD方法计算了一种异形卷弧翼弹的气动特性,得出了轴向力系数、法向力系数、横向力系数、滚动力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数曲线,所计算的系数可以用于弹的外形结构设计和弹道仿真。

关键词 卷弧翼 CFD 气动特性 数值模拟

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超声速、高超声速弧形翼气动特性数值研究 被引量：2

14

作者 郑健 周长省 鞠玉涛 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2006年第4期227-229,共3页

文中在马赫数（2．0～5．5）范围内进行了弧形翼的数值研究．主要分析了弧形翼在零攻角下产生升力的原因，并且研究了弧形翼曲率对升力的影响。采用有限体积法，MUSCL型三阶迎风格式对N—S方程进行求解，对弧形翼绕流进行了数值模拟．... 文中在马赫数（2．0～5．5）范围内进行了弧形翼的数值研究．主要分析了弧形翼在零攻角下产生升力的原因，并且研究了弧形翼曲率对升力的影响。采用有限体积法，MUSCL型三阶迎风格式对N—S方程进行求解，对弧形翼绕流进行了数值模拟．取得了较为满意的计算结果。 展开更多

关键词 弧形翼 有限体积法 数值模拟 空气动力学

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基于MSC.Nastran的导弹舵面颤振分析与优化 被引量：3

15

作者 沈颖 张鹏 +1 位作者 寇艳丽 杨硕 《航空兵器》 2014年第5期19-22,共4页

利用MSC.Nastran中气弹分析软件建立了导弹舵面及弹身的颤振动力学有限元模型和气动模型,对不同支撑刚度、不同舵面重心状态的舵面进行了颤振特性分析,发现支撑刚度和舵面重心变化会使舵面的模态发生较明显的变化,从而对导弹舵面颤振临... 利用MSC.Nastran中气弹分析软件建立了导弹舵面及弹身的颤振动力学有限元模型和气动模型,对不同支撑刚度、不同舵面重心状态的舵面进行了颤振特性分析,发现支撑刚度和舵面重心变化会使舵面的模态发生较明显的变化,从而对导弹舵面颤振临界速度产生较大影响,并可通过提高舵面扭转支撑刚度和调整舵面质量分布两项措施优化,满足导弹舵面工程研制时的颤振要求。 展开更多

关键词 导弹舵面 颤振分析 有限元模型

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基于广义Kalman滤波算法的弹道参数辨识 被引量：2

16

作者 姚俊 张玉春 +1 位作者 李娜 李月洁 《沈阳理工大学学报》 CAS 2008年第3期1-4,共4页

弹道修正是提高弹箭射击精度的实用有效方法,通过对弹道修正理论和方法的研究,提出了一种基于广义卡尔曼(Kalman)滤波算法的弹道辨识及仿真技术.根据弹道质心运动模型,以灵敏度矩阵为核心构建了辨识方法,利用MALTAB进行仿真模拟,结果表... 弹道修正是提高弹箭射击精度的实用有效方法,通过对弹道修正理论和方法的研究,提出了一种基于广义卡尔曼(Kalman)滤波算法的弹道辨识及仿真技术.根据弹道质心运动模型,以灵敏度矩阵为核心构建了辨识方法,利用MALTAB进行仿真模拟,结果表明此方法的辨识精度较高,收敛性好. 展开更多

关键词 弹道参数辨识 广义Kalman滤波 灵敏度矩阵

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远程火箭弹卷弧翼气动载荷工程计算方法 被引量：1

17

作者 程养民 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 1997年第4期1-6,共6页

根据卷弧翼气动特性，引入各种干扰因素，利用刚体弹道方程计算出卷弧翼的最大气动载荷。经实例验证表明，该方法的计算结果与飞行试验结果是符合的。

关键词 翼载荷 非对称翼型 气动载荷 卷弧翼 火箭弹

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亚音速飞行的某型导弹舵面颤振特性研究 被引量：1

18

作者 王占富 《航空计算技术》 2012年第1期80-82,87,共4页

颤振特性研究已广泛应用于飞行器设计中。在导弹飞行中,容易发生颤振的部位是舵面与舵机的结合处。使用ANSYS有限元分析软件建立了某型导弹舵面的动力学有限元模型,并应用Block Lanczons求解器对其进行固有模态分析。在导弹亚音速飞行... 颤振特性研究已广泛应用于飞行器设计中。在导弹飞行中,容易发生颤振的部位是舵面与舵机的结合处。使用ANSYS有限元分析软件建立了某型导弹舵面的动力学有限元模型,并应用Block Lanczons求解器对其进行固有模态分析。在导弹亚音速飞行条件下,采用片条理论计算模拟舵面变形诱导的气动力,再将颤振方程转换到以各阶模态振型为基的模态空间上,得到在模态空间下简化的舵面颤振方程。最后应用MATLAB软件编制程序,用V-g法求解舵面颤振方程。对其他战术导弹舵翼面的设计分析具有一定的参考意义。 展开更多

关键词 颤振 有限元模型 片条理论 模态振型 V-g法 ANSYS

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机载布撒器翼身组合体亚音速气动特性计算

19

作者 孙乐 韩子鹏 王中原 《弹道学报》 EI CSCD 北大核心 1998年第1期50-53,共4页

采用有限基本解方法对机载布撒器翼身组合体亚音速气动特性进行了数值计算．利用回转体对称特性，在体轴上布置线源和基元旋涡，模拟布撒器弹身的纵横向气动力．弹翼的升力问题采用涡格法，布置马蹄涡予以解决，厚度问题用简化的线源模... 采用有限基本解方法对机载布撒器翼身组合体亚音速气动特性进行了数值计算．利用回转体对称特性，在体轴上布置线源和基元旋涡，模拟布撒器弹身的纵横向气动力．弹翼的升力问题采用涡格法，布置马蹄涡予以解决，厚度问题用简化的线源模拟．此法简单，具有一定精度．文中计算了一些实例，并与其它方法进行了对比． 展开更多

关键词 气动特性 机载布撒器 布撒器 翼身组合体 亚音速

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旋转翼-身组合体超音速空气动力特性数值计算

20

作者 戴斌 苗瑞生 吴甲生 《弹道学报》 EI CSCD 1993年第2期21-32,共12页

该文分析了旋转对翼-身组合体空气动力特性的影响,建立了旋转翼-身组合体空气动力特性的数值计算模型,采用伍德沃德(Woodward)有限基本解方法(面元法),计算了旋转翼-身组合体超音速空气动力特性.

关键词 空气动力特性 旋转翼-身 组合体

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