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《上海航天》2017,(Z1)
在高速风洞中对旋转导弹振荡鸭舵与尾翼远距耦合的旋涡干扰特性进行了实验研究。模型由模拟弹身、鸭舵和尾翼组成,其中尾翼有矩形、梯形和三角形三种基本舵面外形。用粒子图像测速(PIV)技术测量了鸭舵尾涡随时间和空间的变化,用快响应压敏涂料(PSP)技术测量尾翼表面的非定常压力分布,用微型六分量气动天平测量尾翼所受的非定常气动力。研究发现:振荡鸭舵尾涡强度沿流向逐渐减弱且旋涡向弹体方向发展;尾翼表面的非定压力分布和气动力与舵面外形和展长相关;展长越长,旋涡影响区越远离翼根,且展长相同时三角舵对尾翼影响最显著。为降低旋涡的干扰,需综合考虑改变旋涡对尾翼的影响区位置和降低旋涡影响强度以进行合理选择。研究结果对降低旋转导弹鸭舵旋涡对尾翼的干扰有重要的参考意义。 相似文献
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为评估导弹尾流对制导发射车上雷达阵面的影响,对动态燃气流场进行了数值模拟.综合非结构网格弹性变形和网格再生,将被发射的导弹作为运动实体,根据发动机推力确定导弹在任意计算时刻的运动位移和速度,改变相应的流场计算边界,并由运动边界更新网格,进而计算导弹运动全过程中非定常流场.计算结果表明:制导发射车上雷达阵面的压力和温度分布变化较稳态计算降低,满足设计要求,为导弹发射系统的设计和优化提供了参考依据. 相似文献
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为评价腹部进气中等超声速战术导弹中导弹前弹体干扰对进气道总体性能的影响,结合设计实例,基于F luent软件,运用CFD数值模拟技术,开展了进气道与导弹前弹身组合体内外流场的一体化数值仿真计算分析。结果表明,相比单独进气道,因导弹头部弓形激波造成的总压损失及前弹体附面层干扰两方面作用,腹部进气道的实际捕获流量和总压水平总体下降,平均下降幅度在设计点单一随攻角变化时分别达3.5%和3%,在低速飞行段单一随飞行速度变化时分别达3%和4%。此外,也证实导弹前弹体的屏蔽和预压缩作用可适度改善腹部进气道攻角特性,采用附面层隔道可弱化前弹体附面层干扰。 相似文献
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《固体火箭技术》2015,(4)
为提升掠飞攻顶弹箭较高转速下的飞行稳定性,运用数值计算方法研究了弹体-扭曲尾翼组合体在飞行过程中的马格努斯效应气动机理,并应用标准尾翼弹(BFM)模型的实验数据对数值方法进行了验证。分别研究了带有平板尾翼和扭曲尾翼弹体模型的马格努斯力和力矩随攻角的变化规律,并针对弹体弹翼组合体产生马格努斯效应的机理深入分析。结果表明,扭曲尾翼可有效改善翼面的压力分布,并降低弹体对翼面马格努斯效应的干扰,在大攻角时其表现更胜一筹;弹体所受马格努斯力较大,主要集中在受到涡对称畸变的尾锥部;尾翼主要由于弹体干扰以及几何外形的影响马格努斯力集中在尾部,两者产生的马格努斯力矩数值相差不大,但方向相反。 相似文献
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基于复角模型,研究了弹头偏转对于偏转头导弹飞行稳定性和操纵性的影响。依据偏转头导弹的多体特点,建立了包含弹头和弹体动力学特征的滚转偏转头导弹多体动力学模型,通过模型简化,得出了其复角模型。以弹头偏角作为输入,攻角和侧滑角作为输出,得出了滚转偏转头导弹的传递函数。分析传递函数发现,弹头偏转主要影响了导弹传递函数的零点,文中给出了满足系统最小相位的条件公式;当弹体绕纵轴逆时针旋转时(由弹尾向前看),导弹模型总为最小相位系统;定性分析了气动参数对于导弹运动稳定性的影响,得出弹头偏转运动对于飞行稳定性没有直接影响的结论;动力学仿真表明,弹头与弹体相互作用,导致两者产生相反的角运动。本研究表明,通过合理的选择气动和结构参数,并使导弹飞行过程中绕纵轴逆时针旋转,可以保证偏转头滚转导弹飞行过程中的运动稳定性,并有利于自动驾驶仪的设计。 相似文献
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传统制导拦截模型可用一组方程来描述,由于该方程是耦合的,对其进行制导律的设计时,往往假定导弹在瞄准线方向不可控,但这样必然产生较大的模型误差。文中将传统制导方程进行变换得到其状态空间形式,根据导弹和目标各自加速度沿瞄准线(LOS)方向及其垂直方向的分量之间的物理关系对状态方程降维,然后通过引入有界参数变量,得到含有控制不确定性和外部干扰的描述形式,进而按照不确定系统变结构控制原理设计了制导律。由于制导律设计时考虑了导弹法向加速度分量的相关性、不同状态对拦截模型不确定性影响和外部干扰,所以具有强鲁棒特性.仿真结果表明这种制导律在合理参数选取下其抗目标机动能力强、脱靶量小、过载要求低、无控制抖动问题。
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采用直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法对大型航天器离轨再入陨落过程中,其太阳翼帆板在稀薄过渡流域的气动力、气动热特性进行数值模拟,计算中采用流场直角与表面三角形非结构混合网格以及网格自适应技术处理这类复杂外形的流动模拟,考虑内能激发和化学反应来准确模拟气动加热,并基于MPI环境的并行算法解决计算量庞大的难题。通过计算分析太阳翼水平和垂直放置时在不同高度、不同攻角下的复杂流动特征,表明在90km以上高空,太阳翼垂直放置时,飞行器头部脱体激波与帆板脱体激波会产生更强烈、更复杂的激波/激波和激波/边界层的干扰,在气动力和气动热的双重作用下要比水平放置时的太阳翼更快地被撕裂并脱离目标航天器。 相似文献
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一种基于当地流活塞理论的超音速导弹气动伺服弹性分析方法 总被引:1,自引:0,他引:1
运用当地流活塞理论计算导弹的非定常气动力,在状态空间内实现了气动弹性系统与控制系统的耦合,并进行了时域分析。对某典型导弹的气动伺服弹性问题算例,计算了不同马赫数、不同迎角以及不同的传感器安装位置对导弹气动伺服弹性特性的影响,同时考察了控制系统的引入对不同刚度弹体气动伺服弹性特性的影响。算例结果与理论分析相吻合,表明该方法能简便的对全机、全弹复杂外形的气动伺服弹性正问题进行高效准确的分析,在较大范围的马赫数和迎角内都能得到可靠的结果。 相似文献
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考虑目标机动和弹体动态特性,研究了导弹末制导律设计与实现问题。在切换函数的设计中应用增广比例导引的思想对目标的逃逸机动进行补偿;设计了变结构制导律,使得导弹的实际横向加速度具有增广比例导引的形式,来减弱弹体动态特性对制导精度的影响。在制导律实现过程中,应用高增益观测器对视线变化率进行了估计,同时通过将观测器进行二次扩张,实现了对目标机动加速度及其变化率的快速估计。最后进行了数值仿真验证,仿真结果说明了方法的有效性。 相似文献