由于当今导弹设计出现长径比逐渐增大的趋势,气动伺服弹性问题引起设计工作者的重视,气动伺服弹性是由于大长径比导弹表面的非定常气动力、导弹结构弹性与飞行控制系统之间的耦合带来的影响。基于此,文中对导弹气动伺服弹性问题进行介绍,考虑导弹刚体运动与弹性体运动之间的耦合作用,推导由于弹性振动带来的附加气动力和力矩,并考虑了由于弹体变形引起的推力偏心问题,利用弹性体导弹动力学模型,对弹性体导弹的气动伺服弹性进行仿真分析,并得到相关结论。

目前常将火箭弹改为靶弹,作为低成本的靶标。为了增强士兵的可观测性,现在弹体上开喷孔加装曳光管,使其在飞行过程中向外喷射强光以显示航迹信息。文中运用CFD仿真软件对曳光火箭靶弹的三维绕流流场进行了数值模拟分析,研究不同开孔方式的气动耦合效应对气动特性及稳定性影响,得出结论:火箭靶弹曳光喷孔处产生负的滚转力矩作用在尾翼上,使翼片的压力和密度分布不对称;导致弹丸阻力系数、静力矩系数增大,升力系数减小,稳定储备量降低。

为满足战术导弹方案设计初期对计算精度和效率的需求,建立了一种具有中等计算精度的亚声速导弹气动力快速评估方法。采用涡格法计算导弹升力、压力中心、尾舵效率以及动导数,基于部件叠加原理来评估阻力。对某战术导弹计算分析后,结果表明:当马赫数在0. 3～0. 6,攻角在0～8°范围时,该方法各气动参数的最大计算误差在15%以内,且单个状态点的计算时间不超过20 s,在概念设计阶段具有较好的计算精度和较高的计算效率。

为研究十字形尾翼导弹模型的空气动力学的特性,通过三维建模软件对导弹模型三维实体化,并通过网格划分软件对三维模型进行网格划分,采用Fluent中湍流Spalart-Allmaras模型对导弹模型的气动特征进行分析。采用数值模拟的方法来研究空气绕流此导弹模型的流动情况,并分析导弹在不同马赫数和不同攻角时空气动力、力矩、阻力系数、升力系数变化规律。研究的结果对十字型尾翼导弹的气动动力设计及后续飞行控制系统的设计有重要的意义。

由于腹部进气布局导弹进气道和弹体内外流相互干扰,使得此类导弹的气动性能难以计算。为解决初步设计阶段此类导弹的气动计算问题,文中以DATCOM程序为基础,以CFD数值模拟为依据,采用部件组拆方法,发展了一种腹部进气布局导弹的气动力快速估算方法。结果显示,该方法计算速度快、适应性好、精度高,在吸气式导弹初步设计中具有较高的应用价值。

对小型闭环比例气动舵机进行了分析,建立了完整的闭环比例气动舵机数学模型。建立的模型包括供气系统中的气瓶模型、减压阀模型、安全阀模型,闭环控制系统中的电磁铁模型、球阀放大器模型、气缸模型、曲柄和反馈电位计模型等。并对气动舵机仿真提出了初步研究,为下一阶段仿真研究提供了有效的借鉴。

为了研究加装雷达反射器对火箭靶弹气动特性的影响,利用计算流体力学软件对加装不同尺寸角反射器的靶弹与加装龙伯透镜反射器的靶弹进行数值仿真计算,分析了二者的气动特性并与原型弹进行了对比分析。仿真结果表明加装角反射器靶弹的零升阻力系数增大3%,升力系数减小5%,静力矩系数最大增加7.5%;角反射器靶弹的零升阻力系数及静力矩系数随角反射器尺寸的增大而增大,升力系数随角反射器尺寸的增大而减小;加装龙伯透镜反射器靶弹的零升阻力系数增大80%,升力系数减少8%,静力矩系数最大增加5%;改造后的靶弹静稳定储备量均能保证飞行稳定。最后通过飞行试验验证了数值算法的可靠性及靶弹改造方案的可行性。

为探究低后坐力武器喷管对后坐力的作用效力，建立了低后坐力武器喷管仿真模型，利用ANSYS FLUENT对不同燃气压力作用下的喷管流场进行数值模拟，获得了喷管型面阻力特性和推力特性，根据推力特性仿真结果探究了喷管结构参数对推力特性的影响。研究表明:低后坐力武器喷管在火药燃气开始作用瞬间推力急剧增大;在燃气作用初期由于膛内压力较大，火药燃气在喷管尾部形成低压区产生负推力;在燃气作用中后期，喷管推力呈现幅值较小的平稳变化。

为了研究安装鸭舵机构后迫弹的稳定性及修正弹相对于迫弹的气动变化,分别建立了普通迫弹及修正弹模型,并对两种弹丸进行气动与动力学联合仿真。仿真结果表明:修正弹具有足够的稳定储备量,修正弹的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数均大于迫弹,修正弹的射程相比迫弹减小,横偏增加。对修正弹的修正能力进行了研究,其修远和修近的能力为1. 84%和1. 9%,修左和修右的侧偏变化量为105 m和114 m。对迫弹弹道修正技术研究有一定的参考作用。

提出了一种可适用于中小型战术导弹的伺服弹性工程试验方法,选取导弹飞行特征点进行参数处理,开展开环和闭环试验,验证导弹飞行的稳定性。将该试验方法应用于某导弹,考核了控制系统与结构、气动的耦合性能,指导了导弹的总体设计,可提升武器的总体性能。