联动副翼鸭式导弹滚转控制特性数值研究

为解决鸭式导弹舵翼下洗造成的滚转反效控制问题,提出了一种新的鸭式气动布局方案:在尾翼部位加装联动副翼控制滚转。采用Tecplot和Fluent软件对联动副翼鸭式导弹进行了全弹流场和滚转特性的数值模拟,并运用用经典控制理论分析了滚转控制回路。数值计算结果验证了鸭式导弹采用联动副翼气动方案的可行性,为鸭式导弹的滚转特性研究提供了理论参考。     

鸭式导弹舵翼面间距影响滚转的数值研究

鸭式导弹的横滚特性制约了鸭式导弹性能提升,其原因在于：固定尾翼鸭式导弹不能实现横滚控制。研究表明：对固定尾翼鸭式布局导弹,当鸭舵做副翼偏转进行滚转控制时,导弹上会产生数值很大的反向诱导滚转力矩,使鸭舵难以进行滚转控制。造成这一结果的原因很多,采用数值模拟方法研究鸭式布局导弹舵翼面间距对其横向特性的影响。     

鸭式导弹尾翼滚转特性数值研究

为了分析鸭式布局导弹翼面滚转特性,采用求解三维可压缩雷诺平均N-S方程组的方法,分析研究表明,鸭式布局导弹尾翼诱导滚转力矩主要来源于翼面。当舵面进行差动偏转进行滚转控制时,不对称下洗流动会上在翼面附加滚转力矩,这种影响随攻角变化。     

横向喷流对鸭式导弹滚转特性影响研究

通过数值方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,对导弹横向喷流的干扰流场进行了数值模拟,计算结果与实验数据吻合较好,基本验证了计算方法在横向喷流复杂流场数值模拟方面的有效性。在此基础上,对固定尾翼鸭式布局导弹亚、跨、超声速流场进行了数值模拟,并且计算分析了横向喷流对鸭式布局导弹滚转控制特性的影响,计算结果表明,横向喷流可以有效提高鸭式布局导弹的滚转控制能力。     

采用不同气动控制舵面的临近空间高超声速滑翔飞行器舵效研究

在升力体构形的基础上,构造了3种不同布局方式的气动舵作为控制面,通过数值模拟手段对FLAP舵、后缘舵及全动舵的舵效进行了比较分析,并对带全动舵滑翔飞行器的气动特性进行了风洞试验研究。数据显示全动舵在纵向通道内调节压心位置的能力较大,有足够的配平能力,在偏航及滚转控制时舵效均高于FLAP舵及后缘舵,同时可有效降低对舵机载荷的要求。研究表明对于升力体构形的飞行器而言,全动舵在临近空间高超声速范围内作为气动控制舵面具有一定优势。     

鸭式布局地效飞行器空气动力设计及数值研究

利用FLUENT软件求解定常不可压N-S方程和Realizable κ-ε湍流模型,对设计的鸭式布局地效飞行器在不同高度和迎角下的全机流场进行了数值模拟.研究分析了该鸭式布局地效飞行器的空气动力特性及其流场结构,并探讨了鸭式布局地效飞行器的纵向静稳定性,阐述了S型翼型机翼提高纵向静稳定裕度的机理.研究结果表明,该鸭式布局地效飞行器设计具有良好的气动特性及纵向稳定性.     

导弹气动特性在亚跨音速下的风洞试验研究

在导弹的设计过程中,导弹的气动特性作为重要因素直接影响导弹飞行的动态品质。在亚跨音速段气动特性呈现剧烈非线性的情况下,工程估算以及CFD数值计算方法所能提供的气动计算精度有限,导致对舵效特性的辨识精度较低,需要进一步采用风洞试验的方法精确计算气动参数,进而确定导弹的舵效。本文应用风洞试验方法研究导弹飞行马赫数在亚跨音速段对导弹气动特性的影响。研究结果表明：亚音速时导弹的气动特性基本一致,跨音速时发生剧烈的非线性变化;导弹的俯仰舵效先增加后减小,滚转舵效先减小后增大。结论对导弹控制律的设计以及后续的工程型号研制有参考价值。     

鸭式布局导弹滚动气动控制方案及力矩分析

本文讨论了鸭式布局导弹滚动力矩特性。由于鸭式舵面偏转在稳定尾翼附近诱导一个非对称下洗流场。尾翼上产生反滚力矩。通过理论分析,提出一种新的尾翼布局形式,经风洞实验证明了新布局形式明显地减少了反滚力矩,提高了鸭式副翼的效率,特别是消除了零攻角附近的副翼反效现象,从而为鸭式布局导弹外形设计提出一个有利气动外形。     

三角翼无尾布局全动翼尖的操纵性能研究

基于变前掠翼(VFSW)布局,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积法离散格式,选取剪切应力输运(SST)湍流模型,对VFSW中三角翼飞行器全动翼尖(AMT)的流场进行数值分析。首先,通过未带机翼前缘延伸的三角翼试验模型验证了数值模拟算法的精度;其次,研究了三角翼无尾布局在超声速时AMT的操纵性能;最后,采用可视化方法分析了AMT的流场和作用机理。AMT计算结果表明:迎角对AMT偏航特性影响轻微,超声速时最大设计舵偏量的偏航力矩系数约为0.02,但偏航力矩和滚转力矩具有耦合性;耦合滚转力矩在局部大迎角时易反向,而舵面失升是滚转反向的根本原因;AMT的偏航作用线性较好,作动效率较高,消除不利滚转后是变前掠翼布局一种极具潜力的航向操纵面。     

导弹大迎角下非线性诱导滚转力矩数值研究

采用计算流体力学（CFD）数值模拟方法,研究战术导弹大迎角状态下涡破裂导致滚转力矩随迎角非线性增长引起舵面控制能力不足的现象。首先通过标准模型的数值分析,验证了所采用的CFD方法具有三角翼前缘涡破裂现象的捕捉能力;然后采用雷诺平均Navier-Stokes方程对某“++”字正常布局导弹构型（含弹翼、弹身、尾舵和整流罩等）进行了数值模拟,结果显示亚声速状态下滚转力矩在迎角大于20°时出现非线性增长,导致全动尾舵的滚转控制能力不足。通过分解各部件对滚转力矩的贡献,并分析流场结构,探明了该现象发生的流动机理,其主要原因是：随着迎角的增长,弹体迎风面的尾舵前缘涡首先发生破裂,导致其平衡诱导滚转力矩的作用被削弱。     

一种可变形跨介质航行器气动/水动特性分析

由于海水和空气物理性质存在巨大差异,航行器很难以单一外形满足在两种环境下的航行要求.为此,提出一种通过改变外形来实现水空介质跨越的航行器,并通过计算流体力学对其空中和水中两种外形的气动/水动特性进行研究.仿真结果表明,通过改变外形,航行器能够同时满足水下航行和空中飞行的要求.水下航行时,航行器在较小的仰角范围内通过收缩机翼减小阻力;空中飞行时,通过展开机翼增大升力.     

水/一氧化二氮组合式SteamJet发动机性能研究

为研究水/一氧化二氮组合式射流预冷却涡轮（SteamJet）发动机性能,在建立了射流预冷却的热交换系统计算、物性修正计算、发动机部件特性修正计算和含一氧化二氮的燃烧室计算的数学模型的基础上,建立了基于双轴混排加力式涡扇发动机的水/一氧化二氮组合式SteamJet发动机性能计算模型。在最大加力状态控制规律下,计算分析了SteamJet发动机在水与一氧化二氮不同配比下沿飞行轨道的特性,以及水/一氧化二氮组合式SteamJet发动机的高度速度特性;计算分析了进气系统特性对SteamJet发动机特性的影响。结果表明：与单喷水预冷却的SteamJet发动机相比,水/一氧化二氮组合式SteamJet发动机具有更好的燃烧稳定性和推力特性,能够满足高超声速飞行的需求。     

火焰射流在横向气流中喷射特性的试验

研究了火焰射流垂直喷射到横向气流中的喷射特性.试验在常温常压下进行,研究了横向主流和射流流动参数对火焰射流穿透深度和温度特性的影响规律,得到了火焰射流温度分布随主流速度的变化规律及射流透入深度与动量比之间的经验关系式.研究结果表明,沿着射流轨迹方向射流温度逐渐降低,射流边界变宽.火焰射流的穿透深度随动量比的增大而增大.在相同的动量比下,火焰射流的穿透深度比常温射流的穿透深度大.      

基于 Maxwell的高压直流接触器静态和动态特性仿真

为了对某直流接触器的动作性能进行更加深入地了解和优化,对其静态、动态特性进行了分析。首先,论述了直流接触器的静态特性,根据该接触器的动作过程建立了反力方程,通过 Maxwell软件分析了静态特性的吸反力曲线;然后,对接触器的动态特性进行理论分析,并通过 Maxwell软件计算了动态特性的吸反力曲线、速度特性、位移特性及电流特性;最后,通过试验验证仿真结果。     

交流伺服系统特性分析与测试

分析了交流伺服系统的基本原理和电气性能特点。介绍了交流伺服系统主要性能评价指标和测试方法。据此,根据GB/T 16439—2009《交流伺服系统通用技术条件》中交流伺服系统试验测试的要求和特点,设计和搭建了用于交流伺服系统测试用的平台,并且介绍了在该平台实现交流伺服系统性能试验的方法。测试系统的设计实现为类似试验站的研制提供了重要参考。     

某型高级教练机尾旋特性预测研究

首先,利用各种判据分析了某型高级教练机的失速偏离特性和尾旋敏感性,建立了尾旋运动的动力学模型;其次,分析比较了两种尾旋运动的分解方法,并在此基础上建立了气动力数学模型;最后,对某型高级教练机尾旋时间历程进行了数值仿真,结果表明,基于Kalviste运动分解并结合大迎角静态、旋转天平及强迫振荡试验数据,可以较准确地预测飞...     

数据采集系统动态特性的总体评价

数据采集系统动态特性的辨识和评价,是其总体性能评价中至关重要的一个目标。本文通过选取几个相互比较独立的指标来总体描述数据采集系统的动态特性,然后通过几个特殊的模型化方法将其动态特性分别以动态有效位数、传递函数、阶跃响应曲线和幅频特性、相频特性的方式给出,从而解决了数据采集系统动态特性的总体评价问题。     

LOW RCS MODIFIED DESIGN OF EXTERNAL CARRIAGE AND ANALYSIS OF ITS SCATTERING CHARACTERISTIC

An external carriage and a wing on the con-ventional aircraft have a high radar cross sectionlevel in a wide range of angles of pitch becausethey form a corner reflector[1,2 ] .Foreign stealthaircraft hang weapons in the fuselage instead ofthe utility of external carriages,and use speciallaunching mechanism when releasing and launch-ing weapons. But it is the necessary work ofChina to make low RCSimprovement on existingaircraft and make them have some stealth effect.This paper introduces a w…     

气体静压止推轴承静动态性能及振动抑制

为探讨抑制气体轴承自激振动的新手段,研究了圆盘形单个小孔节流的气体静压止推轴承振动问题。通过两平行圆盘间的气体流动方程,推导建立了气体轴承静动态特性分析模型。通过数值分析的方法,研究并总结了供气压力和气膜厚度对气体轴承静态承载力、静态气体质量流量、静动态刚度以及动态阻尼的影响,计算得到了一系列气体轴承静动态特性变化曲线。然后针对系统出现负阻尼情况,通过引入非线性能量阱(NES)来抑制自激振动的问题。研究结果表明,提高供气压力可以有效地提高气体轴承的静态性能;气体轴承的自激振动主要源于气膜挤压的负阻尼特性;同时,当NES的阻尼超过临界阻尼时,可以使系统的振动得到有效的抑制。     

超声波/离心组合喷嘴性能研究

采用试验研究方法初步探索了一种超声波/离心组合喷嘴应用于航空发动机燃烧室的可行性.对该组合喷嘴开展冷态试验,得到了其流量特性和雾化特性(包括油雾索太尔平均直径(SMD)和雾化锥角),设计加工了横截面尺寸为117mm×60mm的单头部矩形燃烧室模型,并在不同进口条件下开展了相关的燃烧性能试验.结果表明:在冷态情况下,喷嘴流量特性符合传统离心喷嘴的流量特性,流量与供油压差呈二次函数关系;喷嘴雾化细度较好,无气状态下,油雾SMD在38~45μm之间变化,在满足产生超声波要求的气压条件范围内油雾SMD在8~12μm之间变化;喷雾锥角主要受供气条件影响,供油压力对喷雾锥角基本无影响;装有该喷嘴的模型燃烧室在所有试验工况下均可以稳定燃烧,燃烧效率最高达到99%.