为研究Bang-Bang控制式鸭舵对旋转导弹气动特性的影响,在CFD软件中采用嵌套网格方法模拟导弹的旋转和鸭舵的偏转,对Bang-Bang控制式旋转导弹在不同攻角、马赫数和转速下的气动特性进行了数值模拟,得到了气动特性变化规律。研究表明,因鸭舵洗流方向的改变,耦合导弹自旋会导致弹体和尾翼的侧向力发生突变。通过与不控鸭舵的旋转导弹进行对比,采用Bang-Bang控制式鸭舵的旋转导弹的周期平均侧向力系数变小,周期平均法向力系数变大。由于侧向力的存在,导弹在一个周期内的合力会偏离竖直方听语音聊科研与作者互动向,合力偏离竖直方向的角度随着马赫数、自旋速率和攻角的增大而减小。

本文采用数值模拟方法研究亚音速和超音速条件下,反安定面展弦比对双鸭式布局导弹的近距耦合效应的影响。建立了数学模型,验证了数值方法,对展弦比为0.3、0.6和0.9的鸭式布局导弹进行了对比分析,重点研究了来流工况为Ma为0.5和2时,在不同攻角、不同展弦比下两鸭舵之间的涡系演变过程,并对舵面法向力和俯仰力矩进行了分析。结果表明亚音速条件下,当展弦比为0.3时中大攻角以后近距耦合效应产生的增升效果明显,反安定面卷起的下洗涡与鸭舵涡卷绕融合后使之得到明显的增强,涡强度的增强延迟了鸭舵表面的流动分离,提高了失速后的法向力,并随着展弦比增加而提升效果减弱;当来流处于超音速时,随着展弦比的增加,鸭舵法向力先增大后减小,反安定面在展弦比为0.6左右时耦合效果较好;同时双鸭式布局反安定面在展弦比0.3~0.9范围内随着展弦比增加,...

为了研究非对称×形折叠翼巡飞弹的气动特性,在保证弹径、弹长、舵翼的弦长和暴露展长相同的情况下,分别开展了对称×形折叠翼气动布局与非对称×形折叠翼气动布局巡飞弹气动特性的数值模拟,对比了两者侧向力系数、滚转力矩系数、升力系数以及阻力系数,发现与×形翼气动布局相比,非对称×形折叠翼气动布局产生了侧向力与滚转力矩。进一步分析了非对称×形折叠翼气动布局产生侧向力与滚转力矩的原因。结果表明在亚音速条件下,非对称×形折叠翼气动布局的升力系数与阻力系数随着攻角和马赫数的增大而增大;非对称×形折叠翼气动布局由于舵翼沿着弹身是非对称布置的,导致了非对称的气动干扰,从而产生了侧向力和滚转力矩。非对称×形折叠翼气动布局的侧向力系数随着马赫数的增大而增大,随着攻角的增大呈现先增大后减小再增大的趋势,滚...

为研究反安定面外形对双鸭式布局导弹气动特性的影响,对鸭式布局模型、梯形翼反安定面双鸭式布局模型和边条翼反安定面双鸭式布局模型在不同攻角、马赫数下的气动特性进行模拟,分析了阻力系数、升力系数、表面压力分布系数,力矩系数等参数的变化规律。结果表明在反安定面面积相同的情况下,当Ma≦2时,梯形翼反安定面在中小攻角下(0°~30°)对全弹气动特性(除升阻比外)提升较大;当Ma>2时,边条翼反安定面对全弹气动特性提升较大。当Ma≦2时,两种反安定面对鸭舵升力系数产生负面影响,主要原因是反安定面会使鸭舵下表面压力系数减小。但由于边条翼反安定面的分离涡较强,在很大攻角范围内(0°~30°)与鸭舵涡产生有利的相互作用,使鸭舵上表面压力系数减小,进而鸭舵升力系数相较于梯形翼模型的有一定增加,并且鸭舵的升力系数很大攻角范围内都...

由于导弹在大攻角下舵面法向力会下降,导致机动性降低。在鸭舵前添加反安定面,可使之与鸭舵之间产生有利干扰,在获得机动性的同时获得高操纵性。采用数值模拟方法研究亚声速和超声速条件下双鸭式布局导弹的近距耦合效应。在验证数值方法可靠的基础上,与鸭式布局导弹进行对比分析,重点研究来流工况为Ma=0.5与Ma=2.0时在不同迎角下反安定面与鸭舵之间的涡系演变过程,并对舵面法向力和俯仰力矩进行了分析。分析结果表明当来流处于亚声速时,在中大迎角以后产生的增升效果明显,反安定面卷起的下洗涡与鸭舵涡卷绕融合后使之得到明显增强,涡强度的增强延迟了鸭舵表面的流动分离,提高了法向力;当来流处于超声速时,相互之间的耦合作用变为使鸭舵上表面流速增加和下表面涡量减少,进而提升鸭舵升力;双鸭式布局能够增加平衡迎角,提高操纵性...

为了研究正、余弦控制式鸭舵对旋转导弹气动特性的影响,在CFD软件中采用嵌套网格方法模拟导弹的旋转和鸭舵的偏转。在与风洞试验结果进行对比,验证了数值模拟准确性基础之上,对不同转速、迎角、马赫数下正、余弦控制方式旋转导弹的气动特性进行数值模拟,得出如下结论当采用相同最大舵偏角时,导弹进行正、余弦控制时其法向力系数要比静态条件下小,其侧向力系数和偏航力矩系数要比静态条件下大;导弹进行正、余弦控制时的偏航力矩系数大小要比不控时小;转速的变化对全弹法向力、侧向力特性以及鸭舵提供的法向力影响相对较小;亚声速条件下导弹的侧向力系数和偏航力矩系数数值比超声速条件下大;导弹做锥进运动时,合成迎角Г的变化对周期平均升力系数和侧向力系数影响较小,Г的变大会使周期平均偏航力系数、周期平均阻力系数数值变...

为了在保证小长细比火箭具有静稳定性的同时进一步提高操纵性,平衡静稳定度与操纵性的矛盾,在原有弹箭模型基础上加装反安定面后对2种模型进行数值仿真,分析了反安定面对全弹流场以及气动特性的影响。各部件气动分析结果表明:全弹法向力系数提高了2%~3%,静稳定度下降,压心向质心靠近;全弹法向力使得法向过载提高,全弹机动性得到提高。加装反安定面之后使弹头部法向力提高,在一定攻角范围内上尾舵受洗流干扰严重,使上尾舵法向力效率有所降低,尾部升力减小,降低了静稳定度,两部分同时作用使全弹操纵性显著提高。