为准确、快速地计算影响空投、空降准确性的一个关键因素合成风,通过分析其计算原理,采用先将风向量正交分解,再通过加权平均、求取合成值,然后将算法转换为计算机应用软件和手机APP程序。通过实际应用,验证该方法的有效性和实用性,结果表明,该方法有利于提高空投、空降的精度和工作效率。

为研究不同舵偏角对某弹道修正火箭弹流场特性和气动特性的影响,基于3D N-S方程和S-A湍流模型,采用FLUENT软件对弹丸在不同舵偏角、不同马赫数、不同攻角下进行气动仿真计算,得到不同舵偏角下弹丸的升力系数和稳定储备量。仿真结果表明:舵偏角越大,平衡攻角越大,升力系数越大,稳定储备量呈先减小后增大的趋势。

根据展开式超音速气动减速器的结构设计方案,建立了三维几何模型;利用有限元软件ANSYS对气动减速器的模态特性进行了有限元分析,得到了结构的前6阶固有频率和振型,分析了固有频率的变化规律及振型特点;结果表明:减速器的固有频率设计合理,结构设计方案可有效地避免共振,该分析方法为展开式气动减速器的动力学研究与结构的优化设计提供了理论参考。

为了有效评估高超声速火箭弹在飞行过程中边界层状态,准确计算弹体表面的气动加热情况,基于流线追踪法确定弹体表面流线长度和当地雷诺数,通过对二维平板和三维钝锥算例分析,确定了与实验拟合较好的转捩准则。利用该转捩准则将弹体划分为层流段、转捩过渡段和湍流段,分段计算了弹体表面气动热。结果表明:弹头驻点区域和舵片前缘气动加热最为严重,转捩分段计算可更加真实地预测弹体表面的气动热情况,3层防护涂层的布置方案合理。

参照典型鸽子翅翼的参数特征,构建鸽状翅翼模型并得出扑翅角度函数。而后借助Fluent软件,采用动网格技术,对扑翅过程中的流场状态进行数值计算,得到了翅翼扑动中的升力、阻力变化特点;基于仿真得到的升阻力系数曲线,分析扑翅运动过程中升阻力变化特征,并从不同角度展示并分析了翅翼扑扇过程中涡的动态过程。分析了升阻力系数随攻角的变化特性,并以实际鸟类飞行姿态为对比依据,证实仿真结果的合理性。

基于3D N-S方程和k-ω湍流模型,并结合overset重叠动网格技术,在亚、跨声速范围内,对不同攻角和不同转速下的制导迫弹的流场进行了数值模拟,以美国空军改进的计算标模验证该文算法的有效性。计算结果发现:制导迫弹的阻力、升力和俯仰力矩与转速无关,滚转力矩随转速的增大而增大,俯仰力矩和滚转力矩随马赫数先增大后减小且均在0. 7Ma处达到最大值。

针对非光滑气动弹性系统,结合增量谐波平衡方法和快速傅里叶变换,提出了改进的增量谐波平衡方法;通过对数值解进行傅里叶变换,确定响应中的主导频率,然后利用获得的主导频率建立增量谐波平衡方程,获得较少数目的线性化代数方程组,求解该线性化代数方程组,得到高阶近似解;以迟滞非线性和间隙非线性的气动弹性系统为例,将本文的方法获得了系统的响应与数值解对比,验证本方法的准确性,讨论了谐波个数对解精度影响以及两种非光滑系统中的参数对响应幅值的影响。