鸭舵式双旋弹舵翼非线性控制力建模与分析

1

作者 赵新新 史金光 +1 位作者 王中原 张宁 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期2607-2616,共10页

鸭舵式双旋弹通过调节前体滚转角方位进行弹道修正,建立准确的舵翼控制力模型是深入研究其弹道特性和进行弹道设计的关键。综合考虑弹体和各片舵翼之间的干扰作用,在非滚转系中利用傅里叶级数对前体纵向对称面相对复攻角平面方位改变产... 鸭舵式双旋弹通过调节前体滚转角方位进行弹道修正,建立准确的舵翼控制力模型是深入研究其弹道特性和进行弹道设计的关键。综合考虑弹体和各片舵翼之间的干扰作用,在非滚转系中利用傅里叶级数对前体纵向对称面相对复攻角平面方位改变产生的周期性效应进行变换,建立适用于该类炮弹大攻角飞行的精确舵翼控制力工程计算模型,从原理上显示其与四片舵翼结构参数、复攻角幅值和相位以及前体滚转角方位间的关系。通过计算流体力学数值方法对不同前体滚转角和复攻角下的舵翼控制力进行仿真分析。研究结果表明:受一对减旋舵和操纵舵的法向力共同影响,舵翼控制力的大小和方向变化均呈现出强非线性特征,在大攻角条件下尤其突出;在任意复攻角和前体滚转角情况下,所建模型能够准确描述鸭舵式双旋弹的舵翼控制力及各因素对它的影响,为该类炮弹的前体结构设计、弹道特性分析和弹道设计等提供了理论依据与参考。 展开更多

关键词 鸭舵式双旋弹 舵翼控制力 非线性 数值计算

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考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快速评估方法

2

作者 付昱 宋文艳 汪秋吟 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2024年第1期1-9,共9页

工作在较宽飞行范围的高马赫数组合动力飞机,其动力性能受到飞行条件/飞行姿态以及模态转换的影响,并进一步影响其飞行任务性能。为尽可能真实并快速地评估组合动力飞机的飞行任务性能,提出了一种考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快... 工作在较宽飞行范围的高马赫数组合动力飞机,其动力性能受到飞行条件/飞行姿态以及模态转换的影响,并进一步影响其飞行任务性能。为尽可能真实并快速地评估组合动力飞机的飞行任务性能,提出了一种考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快速评估方法,并量化研究了不同飞行轨迹、不同模态转换区间对飞行任务性能的影响。首先建立了高马赫数飞机的飞行动力学模型,将飞行姿态考虑进任务分析中;随后建立了组合动力的非安装及安装性能计算模型,飞行轨迹中可实时模拟动力装置的性能;最后建立了模态转换模拟模型,可分析模态转换过程对飞行任务性能的影响。结果表明:该文研究的飞行马赫数为5的组合动力飞机,巡航高度由海拔20 km升高至27 km,巡航距离增加18.3%,总航程增加21.9%;将模态转换马赫数区间由低马赫数2~2.3向高马赫数2.2~2.5范围移动,爬升加速段距离增加8.4%,爬升加速时间增加5.8%。 展开更多

关键词 高马赫数飞机 组合动力 模态转换 飞行轨迹 飞行任务性能

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不同变体方式下的巡飞导弹空气动力特性研究

3

作者 田金诺 朱东东 +2 位作者 吕准 李彦彬 王颖 《机械设计》 CSCD 北大核心 2023年第5期7-13,共7页

变体巡飞导弹是一种很有发展潜力的新型导弹,可用于初段反导及反预警机(AWACS)作战等。为确保变体巡飞导弹满足任务所需的续航和高速突防要求,文中在参考了美国“战斧(BGM-109 Tomahawk)”巡航导弹部分参数的基础上,通过改进导弹的气动... 变体巡飞导弹是一种很有发展潜力的新型导弹,可用于初段反导及反预警机(AWACS)作战等。为确保变体巡飞导弹满足任务所需的续航和高速突防要求,文中在参考了美国“战斧(BGM-109 Tomahawk)”巡航导弹部分参数的基础上,通过改进导弹的气动外形,设计并建立了巡飞导弹模型;在分析可能的变体方式基础上,着重从变后掠翼、折叠翼变体和伸缩翼变体3种方式进行了导弹外形设计,并利用Fluent软件仿真计算不同变体状态、不同飞行马赫数时的升阻比、升力系数和阻力系数,再用Tecplot软件对仿真结果进行后处理,从而直观分析不同变体方式的空气动力特性。通过对仿真计算数据进行综合比较,给出了3种变体方式导弹的使用建议,并提出了后续实物静力加载和风洞试验等研究内容,为变体巡飞导弹的设计与实现提供了参考依据。 展开更多

关键词 巡飞导弹 翼面变体 气动特性 仿真计算 升阻比

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不同尾翼和数量对卷弧翼干扰弹在亚声速下的静稳定性分析研究

4

作者 曹德恒 王健 黄智康 《江苏科技信息》 2023年第10期60-67,共8页

针对不同卷弧翼尾翼的结构和数量对小长径比干扰弹稳定性的影响,建立3种尾翼布局干扰弹的三维简化模型,同时能够保证3种不同尾翼布局的尾翼展长都能够折叠到弹径尺寸。文章分别对3种尾翼布局干扰弹进行数值模拟,重点分析攻角α=0°... 针对不同卷弧翼尾翼的结构和数量对小长径比干扰弹稳定性的影响,建立3种尾翼布局干扰弹的三维简化模型,同时能够保证3种不同尾翼布局的尾翼展长都能够折叠到弹径尺寸。文章分别对3种尾翼布局干扰弹进行数值模拟,重点分析攻角α=0°时,在亚声速状态下不同马赫数(Ma)变化对干扰弹气动特性的影响,以及Ma=0.5,不同攻角下干扰弹气动特性的差异,并验证了文中所采用数值计算方法的可行性。结果表明:总展长不变,增加尾翼的数量会使得干扰弹的阻力系数减小,升力系数减小,俯仰力矩系数减小;相同尾翼数量的带有前缘后掠角尾翼会使得干扰弹阻力系数减小,升力系数减小,滚转力矩减小,俯仰力矩系数减小;同时,四翼0°前缘后掠角的尾翼气动特性在Ma=0.5、不同攻角影响下出现先增加后减小的趋势。 展开更多

关键词 卷弧翼 马赫数 攻角 数值模拟 气动特性

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滑翔增程弹鸭式舵的气动设计与分析 被引量：13

5

作者 史金光 王中原 +1 位作者 许厚谦 张冰凌 《弹道学报》 EI CSCD 北大核心 2006年第4期33-37,共5页

为了保证滑翔增程弹箭在滑翔飞行过程中有效地增程,必须对滑翔弹箭的舵面进行气动设计与分析.阐述了制导炮弹舵面参数确定的原则,研究了滑翔增程弹舵面几何参数的选择、舵面尺寸确定的方法.仿真结果表明,采用该方法确定的舵面气动性能... 为了保证滑翔增程弹箭在滑翔飞行过程中有效地增程,必须对滑翔弹箭的舵面进行气动设计与分析.阐述了制导炮弹舵面参数确定的原则,研究了滑翔增程弹舵面几何参数的选择、舵面尺寸确定的方法.仿真结果表明,采用该方法确定的舵面气动性能能够保证滑翔增程弹在滑控段飞行过程中稳定性适当,静稳定性储备量约在4%左右;操纵性较好,舵面偏转10°,能够产生约6°的平衡攻角;稳定性与操纵性、舵偏角和平衡攻角匹配较好,为滑翔增程弹舵面的气动设计提供了参考. 展开更多

关键词 滑翔增程弹 鸭式舵 稳定性 操纵性

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格栅翼减阻特性研究 被引量：15

6

作者 陈少松 徐琴 +1 位作者 王福华 赵润祥 《流体力学实验与测量》 CSCD 北大核心 2001年第4期7-11,共5页

为了探索减少格栅翼阻力的方法和途径 ,进行了超声速M∞ =2 .5 2 1下格栅翼的边框几何形状和尺寸以及格栅翼茎厚度、格栅几何形状对格栅翼阻力特性影响的风洞实验。结果显示 ,格栅翼的边框对格栅翼的阻力影响最大 。

关键词 格栅翼 气动特性 减阻特性 格栅几何形状 边框几何形状 边框厚度 战术导弹 阻力系数

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卷弧翼气动特性研究进展 被引量：10

7

作者 吴甲生 居贤铭 苗瑞生 《力学进展》 EI CSCD 北大核心 1995年第1期102-113,共12页

本文列举了卷弧翼在战术武器中的应用实例，介绍了卷弧翼的几何特性、气动特性、优缺点及布局设计，评述了对卷弧翼气动特性所做的理论与试验研究工作。最后指出了有待进一步研究的问题。

关键词 卷弧翼 气动物性 战术武器 气体动力学 滚转力矩

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基于目标压力分布优化的翼型反设计方法研究 被引量：12

8

作者 李焦赞 高正红 詹浩 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2008年第1期187-190,共4页

针对翼型反设计方法中目标压力分布难以给定的问题,进行了反设计方法与优化方法相结合的研究,建立了翼型反设计方法中定义目标压力分布的遗传优化模型。首先提出翼型表面压力分布参数化方法,对其进行有约束优化,获得目标压力分布,并与基... 针对翼型反设计方法中目标压力分布难以给定的问题,进行了反设计方法与优化方法相结合的研究,建立了翼型反设计方法中定义目标压力分布的遗传优化模型。首先提出翼型表面压力分布参数化方法,对其进行有约束优化,获得目标压力分布,并与基于Takanashi余量修正原理的翼型反设计方法相结合,进行翼型反设计。设计结果表明这种方法是可行的。 展开更多

关键词 目标压力分布 遗传算法 余量修正方法 反设计

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滑翔增程弹气动特性分析 被引量：4

9

作者 武频 赵润祥 +1 位作者 谭俊杰 郭锡福 《弹道学报》 EI CSCD 北大核心 2001年第4期38-41,共4页

针对滑翔增程弹在有弹翼和无机翼两种情况下 ,气动特性进行了计算、分析和比较 .计算结果表明 ,有弹翼时滑翔增程弹的升阻比与无弹翼时的升阻比相比大得多 。

关键词 滑翔增程弹 弹翼 气动特性 射程 开阻比

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一种异形卷弧翼弹气动特性的数值模拟 被引量：4

10

作者 金华 戴金海 吴蓓蓓 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2006年第3期168-171,共4页

采用CFD方法计算了一种异形卷弧翼弹的气动特性,得出了轴向力系数、法向力系数、横向力系数、滚动力矩系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数曲线,所计算的系数可以用于弹的外形结构设计和弹道仿真。

关键词 卷弧翼 CFD 气动特性 数值模拟

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超声速、高超声速弧形翼气动特性数值研究 被引量：2

11

作者 郑健 周长省 鞠玉涛 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2006年第4期227-229,共3页

文中在马赫数（2．0～5．5）范围内进行了弧形翼的数值研究．主要分析了弧形翼在零攻角下产生升力的原因，并且研究了弧形翼曲率对升力的影响。采用有限体积法，MUSCL型三阶迎风格式对N—S方程进行求解，对弧形翼绕流进行了数值模拟．... 文中在马赫数（2．0～5．5）范围内进行了弧形翼的数值研究．主要分析了弧形翼在零攻角下产生升力的原因，并且研究了弧形翼曲率对升力的影响。采用有限体积法，MUSCL型三阶迎风格式对N—S方程进行求解，对弧形翼绕流进行了数值模拟．取得了较为满意的计算结果。 展开更多

关键词 弧形翼 有限体积法 数值模拟 空气动力学

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基于MSC.Nastran的导弹舵面颤振分析与优化 被引量：3

12

作者 沈颖 张鹏 +1 位作者 寇艳丽 杨硕 《航空兵器》 2014年第5期19-22,共4页

利用MSC.Nastran中气弹分析软件建立了导弹舵面及弹身的颤振动力学有限元模型和气动模型,对不同支撑刚度、不同舵面重心状态的舵面进行了颤振特性分析,发现支撑刚度和舵面重心变化会使舵面的模态发生较明显的变化,从而对导弹舵面颤振临... 利用MSC.Nastran中气弹分析软件建立了导弹舵面及弹身的颤振动力学有限元模型和气动模型,对不同支撑刚度、不同舵面重心状态的舵面进行了颤振特性分析,发现支撑刚度和舵面重心变化会使舵面的模态发生较明显的变化,从而对导弹舵面颤振临界速度产生较大影响,并可通过提高舵面扭转支撑刚度和调整舵面质量分布两项措施优化,满足导弹舵面工程研制时的颤振要求。 展开更多

关键词 导弹舵面 颤振分析 有限元模型

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基于广义Kalman滤波算法的弹道参数辨识 被引量：2

13

作者 姚俊 张玉春 +1 位作者 李娜 李月洁 《沈阳理工大学学报》 CAS 2008年第3期1-4,共4页

弹道修正是提高弹箭射击精度的实用有效方法,通过对弹道修正理论和方法的研究,提出了一种基于广义卡尔曼(Kalman)滤波算法的弹道辨识及仿真技术.根据弹道质心运动模型,以灵敏度矩阵为核心构建了辨识方法,利用MALTAB进行仿真模拟,结果表... 弹道修正是提高弹箭射击精度的实用有效方法,通过对弹道修正理论和方法的研究,提出了一种基于广义卡尔曼(Kalman)滤波算法的弹道辨识及仿真技术.根据弹道质心运动模型,以灵敏度矩阵为核心构建了辨识方法,利用MALTAB进行仿真模拟,结果表明此方法的辨识精度较高,收敛性好. 展开更多

关键词 弹道参数辨识 广义Kalman滤波 灵敏度矩阵

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远程火箭弹卷弧翼气动载荷工程计算方法 被引量：1

14

作者 程养民 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 1997年第4期1-6,共6页

根据卷弧翼气动特性，引入各种干扰因素，利用刚体弹道方程计算出卷弧翼的最大气动载荷。经实例验证表明，该方法的计算结果与飞行试验结果是符合的。

关键词 翼载荷 非对称翼型 气动载荷 卷弧翼 火箭弹

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亚音速飞行的某型导弹舵面颤振特性研究 被引量：1

15

作者 王占富 《航空计算技术》 2012年第1期80-82,87,共4页

颤振特性研究已广泛应用于飞行器设计中。在导弹飞行中,容易发生颤振的部位是舵面与舵机的结合处。使用ANSYS有限元分析软件建立了某型导弹舵面的动力学有限元模型,并应用Block Lanczons求解器对其进行固有模态分析。在导弹亚音速飞行... 颤振特性研究已广泛应用于飞行器设计中。在导弹飞行中,容易发生颤振的部位是舵面与舵机的结合处。使用ANSYS有限元分析软件建立了某型导弹舵面的动力学有限元模型,并应用Block Lanczons求解器对其进行固有模态分析。在导弹亚音速飞行条件下,采用片条理论计算模拟舵面变形诱导的气动力,再将颤振方程转换到以各阶模态振型为基的模态空间上,得到在模态空间下简化的舵面颤振方程。最后应用MATLAB软件编制程序,用V-g法求解舵面颤振方程。对其他战术导弹舵翼面的设计分析具有一定的参考意义。 展开更多

关键词 颤振 有限元模型 片条理论 模态振型 V-g法 ANSYS

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机载布撒器翼身组合体亚音速气动特性计算

16

作者 孙乐 韩子鹏 王中原 《弹道学报》 EI CSCD 北大核心 1998年第1期50-53,共4页

采用有限基本解方法对机载布撒器翼身组合体亚音速气动特性进行了数值计算．利用回转体对称特性，在体轴上布置线源和基元旋涡，模拟布撒器弹身的纵横向气动力．弹翼的升力问题采用涡格法，布置马蹄涡予以解决，厚度问题用简化的线源模... 采用有限基本解方法对机载布撒器翼身组合体亚音速气动特性进行了数值计算．利用回转体对称特性，在体轴上布置线源和基元旋涡，模拟布撒器弹身的纵横向气动力．弹翼的升力问题采用涡格法，布置马蹄涡予以解决，厚度问题用简化的线源模拟．此法简单，具有一定精度．文中计算了一些实例，并与其它方法进行了对比． 展开更多

关键词 气动特性 机载布撒器 布撒器 翼身组合体 亚音速

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旋转翼-身组合体超音速空气动力特性数值计算

17

作者 戴斌 苗瑞生 吴甲生 《弹道学报》 EI CSCD 1993年第2期21-32,共12页

该文分析了旋转对翼-身组合体空气动力特性的影响,建立了旋转翼-身组合体空气动力特性的数值计算模型,采用伍德沃德(Woodward)有限基本解方法(面元法),计算了旋转翼-身组合体超音速空气动力特性.

关键词 空气动力特性 旋转翼-身 组合体

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固定鸭舵导引组件修正力模型改进及参数辨识 被引量：6

18

作者 冯斌 于纪言 +2 位作者 王钰 王晓鸣 鞠潭 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期257-264,共8页

固定鸭舵双旋弹道修正弹通过调整固定鸭舵相位角控制修正力方向,从而改变弹体姿态,实现弹道修正。准确的导引组件修正力模型是提高修正弹修正精度的关键。本文在风洞试验基础上验证了数值计算的有效性。针对非零攻角下翼身干扰不对称现... 固定鸭舵双旋弹道修正弹通过调整固定鸭舵相位角控制修正力方向,从而改变弹体姿态,实现弹道修正。准确的导引组件修正力模型是提高修正弹修正精度的关键。本文在风洞试验基础上验证了数值计算的有效性。针对非零攻角下翼身干扰不对称现象,基于小扰动理论建立了基于4片舵片考虑翼身干扰的修正力模型。使用计算流体力学(CFD)所得数据,通过Levenberg-Marquardt算法对修正力模型进行参数辨识。辨识结果表明:基于4片舵片气动模型的y轴方向、z轴方向修正力随相位角呈正弦规律变化;在给定马赫数情况下,所建立的气动模型弹头对舵片的干扰系数对攻角变化不敏感,干扰系数随攻角相对变化小于4. 9%;所建立的修正力气动工程模型y轴方向和z轴方向修正力的残差平方和比现有模型更小,头部修正组件的修正力模型与CFD计算结果吻合较好。 展开更多

关键词 双旋弹 非对称鸭舵 气动特性 导引组件

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近距耦合鸭式布局导弹气动特性 被引量：2

19

作者 吕代龙 陈少松 +1 位作者 徐一航 邱佳伟 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第6期1316-1325,共10页

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... 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。 展开更多

关键词 双鸭式布局 近距耦合 法向力 数值模拟 气动特性

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非对称×形折叠翼巡飞弹气动特性数值研究 被引量：2

20

作者 邱佳伟 陈少松 +2 位作者 徐一航 魏恺 吕代龙 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2022年第4期83-91,共9页

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... 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,滚转力矩系数随着攻角和马赫数的变化较为复杂。 展开更多

关键词 巡飞弹 非对称×形折叠翼 气动布局 混合网格 气动参数

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