滚转偏转头导弹动态特性分析

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。     

数控车削加工刀尖圆弧半径补偿技术分析与应用

本文分析了数控车削中刀尖圆弧半径对加工精度影响,得出其误差计算方法;阐明数控系统在数控车削加工过程中刀尖圆弧半径补偿原理,指出编程中注意的问题,以保证加工精度。     

偏转弹头导弹动力学建模与仿真研究(英文)

针对采用旋转单通道控制的偏转弹头导弹,研究了其动力学特性。根据弹体的自旋特性,综合考虑弹头与弹体之间的相互作用,利用无根多刚体系统动力学方法在准弹体坐标系中建立了完整的偏转弹头导弹刚体动力学模型,并对其进行了线性化;在此基础上,对偏转弹头导弹通道间的耦合特性、弹头偏转对弹体运动的影响以及弹体动态特性进行了仿真分析。理论分析与仿真结果表明,偏转弹头导弹各通道之间是相互交连耦合的,弹头偏转将导致弹体向相反的方向运动,所建立的偏转弹头导弹动力学模型是正确合理的。     

GAW-1翼型前后缘变弯度气动性能研究

传统增升装置主要用于提高飞机起降气动性能。利用计算流体力学(CFD)的方法,引入了通用飞机翼型的前后缘变弯装置的概念,数值模拟了GAW-1翼型在爬升状态时,前缘变弯装置、后缘襟翼/副翼偏转以及前后缘装置综合偏转对翼型气动特性的影响。研究表明,前缘变弯装置可以有效地改善翼型的失速特性,失速迎角提高了3°左右,最大升力系数提高了4.56%;同时提高升阻比50%~120%;但在设计升力系数下,升力系数和阻力系数都略微减小。另一方面,后缘变弯装置可以改变最大升阻比所对应的迎角,以及在小迎角时,提高升力系数6%左右。翼型综合偏转可以在小迎角时增加升力系数,在大迎角时增加升阻比。     

不同攻角条件下偏转头弹箭流场与气动特性

基于DES（detached eddy simulation,分离涡模拟）方法及AUSM（advection upstream splitting method,对流迎风分裂方法）格式,对不同偏角的偏转头弹箭在非零攻角下的超声速流场和气动特性进行了数值模拟.结果表明:在非零攻角情况下,与常规弹箭流场相比,偏转头弹箭头部迎风面激波更强;而当有效入射角相等时,即使弹箭的攻角不一样,其头部流场结构仍相同,且尾翼流场基本不受头部偏角影响.另外,由气动力系数变化曲线可知,偏转头弹箭具有良好的纵向静稳定性,且升力系数随攻角的增长率大于阻力系数,即升阻比大于常规弹箭,因此适当增大攻角可以提高偏转头弹箭的气动特性.      

超声速飞行器鼻锥空间气动热特性数值研究

采用STAR-CCM+软件,用经过验证的湍流模型和方法,模拟空间(0~46km)环境中鼻锥模型在超声速飞行状态下的气动热特性,讨论了地面高焓风洞与空间飞行环境的区别.主要区别表现在如下3个方面:1要达到一定的滞止点温度,地面高焓风洞热环境依赖于超声速气动热与电弧加热的耦合作用;2在相同滞止温度的工况下,地面高焓风洞实验使得整个鼻锥实验件壁面都暴露在高温气流下,而空间飞行气动热主要集中在滞止点附近;3在相同滞止温度的工况下,空间飞行器的滞止区压力远远低于地面风洞实验压力.数值模拟揭示:相同来流马赫数下,随海拔高度增加,真实空间飞行条件下鼻锥滞止压力持续降低,而滞止温度则先下降然后升高;在同一空间高度下,随着来流马赫数增大,滞止温度和压力均呈抛物性增长,同时激波位置逐渐靠近前缘壁面,滞止区激波层变薄,但当来流马赫数高于4之后这种趋势将不再明显.     

机头顶点对战斗机大迎角航向气动特性影响研究

就机头微扰动、表面粗糙度、机头顶点形状等因素对战斗机大迎角航向气动特性的影响进行了试验研究.结果表明:大迎角下飞机的航向气动特性对机头表面粗糙度和顶点形状较敏感,不同表面粗糙度和不同机头顶点形状使飞机大迎角下的侧向力和偏航力矩有较大差异,圆头机头对消除和控制飞机在大迎角下的侧向力和偏航力矩效果明显;机头颗粒和顶点细微不对称对大迎角下飞机的航向气动特性微扰动作用明显,使大迎角偏航力矩方向和极值基本确定.     

高速列车动车头形风洞试验研究

高速列车动车头部外形对高速列车气动性能有很大影响。为了探索这一问题，在8m×6m风洞中对高速动车头形六种不同方富的气动特性及其对有限编组列车气动性能的影响进行了试验研究，结果表明，车头形状以具有较大细长比．其表面无拐角且曲率变化较小的2次元形状的头型气动性能最好。     

高速列车气动外形风洞试验研究

高速列车的气动外形主要是头部的气动外形。在1.4m×1.4m和8m×6m风洞中获得的试验结果表明，头型的变化使前段模型阻力系数变化，后段头型变化产生的阻力系数变化规律更加明显。     

减速板对水平尾翼的干扰研究

在ＮＨ－２风洞中对某机放减速板产生较大抬头力矩的机理进行了研究，通过减速板分离涡场的测量和测力试验表明，抬头力矩主要是由减速板分离涡在平尾处产生在的诱导下洗角所致，诱导下洗角涡机身轴线向后逐渐减小，减速板前移可以消除抬头力矩。保持原减速板位置不动时，减速板开孔减小涡强度可以减小抬头力矩，选择适当的减速板开孔率和开孔位置能使抬头力矩减小到可以接受的程度并且保持具有足够的阻力。