带微型扰流片的尾翼弹飞行弹道仿真

为了研究微型扰流片的控制机理及控制效果,以某带微型扰流片的尾翼弹为研究对象,从动力学角度分析微型扰流片动作对尾翼弹飞行弹道的影响,建立了该类弹箭的六自由度飞行动力学模型并进行了飞行弹道数值仿真;不同速度条件下扰流片对弹箭侧偏和射程的修正结果表明:在弹箭飞行过程中某一个时刻启动微型扰流片后,弹箭的飞行姿态可以发生较大的变化,从而改变其飞行轨迹,达到弹道修正的目的。

带微型扰流片旋转稳定弹气动特性分析

为了分析并定量描述微型扰流片在旋转稳定弹上的应用效果,采用计算流体力学方法,对带微型扰流片的旋转稳定弹在不同马赫数下的流场进行研究。通过分析扰流片和弹体表面压力分布,讨论了扰流片尺寸变化对扰流效果的影响,得出了扰流片轴向力系数、法向力系数及静力矩系数随外形参数的变化规律。结果表明:采用扰流片作为气动执行机构能产生较大的操纵力,其附加法向力方向与弹体攻角方向相同;增加扰流片面积能有效提高弹丸的升阻比;法向力系数、静力矩系数与扰流片高度呈良好的线性关系,该线性关系在超声速下更为明显。

带微型扰流片旋转稳定弹外弹道建模与仿真

为发展修正能力更强的有控旋转稳定弹,研究了一类带有微型扰流片控制机构的旋转稳定弹。分析了该类有控弹的控制原理,针对其动力学建模问题,考虑气动非对称,建立了带扰流片旋转稳定弹的控制力和控制力矩数学模型。根据六自由度弹道模型,仿真分析了扰流片外露高度和弹丸射角、初速及启控时间对速度、弹丸稳定性和修正能力的影响。结果表明:扰流片外露高度越高,修正能力越强,但速度降越明显,攻角振荡幅度和稳态值越大,稳定性越差;速度从亚音速向超音速变化时,修正能力先减小后增大。

Microtab对翼型跨音速抖振始发特性的影响

研究了microtab对翼型跨音速抖振始发特性的影响。采用SST湍流模型对RANS方程进行封闭,以NACA0012翼型为对象,用CFD方法计算了在其后缘附近安装microtab后,翼型的跨音速流场。对比分析了在翼型后缘附近的上表面、下表面单独安装和上下表面对称安装microtab后,对翼型跨音速抖振始发特性的影响,并研究了microtab的高度和弦向安装位置对跨音速抖振边界的控制作用。结果表明:在翼型后缘附近的上表面加装microtab能够提高抖振始发攻角,并且随着microtab高度的增加,抖振始发攻角有增大的趋势。在翼型后缘附近的下表面加装microtab能够提高抖振始发时的升力系数,且抖振始发时的升力系数随着microtab高度的增加而增大。microtab的弦向安装位置的变化对于抖振始发攻角影响较小,但是对抖振始发时的升力系数有明显的影响。

双旋尾控弹全周期自由旋振运动分析

目前,制导化改造的双旋构型成为了提升弹药打击精度的一种有效方法。研究一种新型双旋尾控弹的全周期扰动运动特性,基于理想轴承假设和非滚转坐标系,建立双旋尾控弹的7自由度弹道模型。采用系数冻结法和小扰动假设对弹道方程进行线性化,获得了全周期扰动运动方程,并将其表示为状态空间形式。选择理想弹道上的特征点,采用数值计算方法获得全周期自由扰动运动解的模态,双旋弹的自由扰动运动表现为一种衰减旋振运动,讨论不同初始偏差下旋振运动解的形式。分析数值计算结果表明:双旋尾控弹在纵侧向运动上表现出了强烈的耦合特征;扰动下的旋振运动可分为长周期和短周期两个阶段,攻角偏量收敛速度慢,且不同攻角偏量的模态幅值具有不同的分布规律,为角运动和制导率设计奠定了基础。