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子母弹抛撒气动问题是一类典型的有相对运动的多体气动问题,也是重叠网格方法最有价值的应用领域之一。采用MI-Grid重叠网格软件系统,耦合流动力学方程和动力学/运动学方程,研究子弹分离过程的气动性能和运动轨迹,并结合正交试验设计,讨论和评估了出舱条件及气动干扰对子弹分离运动的影响,指出子弹在抛撒流场中受激波干扰对姿态运动影响很大,单子弹抛撒时母弹激波扫射使子弹俯仰特性剧烈波动,多子弹抛撒时弹舱流动受子弹挤压反射激波使子弹姿态抬头。 相似文献
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弹道导弹反拦截作战中子母弹抛撒方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
以弹道导弹突破“爱国者”反导弹为背景 ,研究了一种通过调整子母弹抛撒高度提高突防能力的方法。通过对所建子母弹飞行动力学模型的仿真 ,计算出子母弹不被拦截的最优抛撒高度 ,同时也计算了该抛撒高度下子弹抛撒圆的半径及其抛撒误差 ,为作战应用提供了理论基础 相似文献
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为研究某型旋转自稳定末敏子弹运动特性,充分考虑末敏子弹的结构强非对称特点和其初始抛撒条件,引入动不平衡弹体模型,推导超大攻角条件下子弹的空间6自由度弹道方程,计算分析子弹的稳态扫描运动特性。结果表明:子弹体的质量分布非对称和初始抛撒角速度是子弹药实现稳态扫描运动的必要条件;子弹扫描频率只由抛撒角速度ω_(σ0)决定,且和ω_(σ0)正相关;初始俯仰角φ_(a0)≥0°时,扫描角整体呈增大趋势,初始俯仰角φ_(a0)0°时,扫描角整体变化趋势为先减小后增大;扫描面积与配重-全弹质量比、初始俯仰角、初始偏航角和初始角速度呈正相关,与均质圆柱体转动惯量比呈负相关。 相似文献
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攻击线目标的末敏子母弹是一种新型弹种 ,具有较高的射击效力。在分析末敏子母弹抛撒和运动特性的基础上 ,提出近似模拟末敏子弹落点的方法 ,分析过程简单、快速 ,结果具有一定的可信性 ,为近似分析末敏子母弹武器系统射击效力提供了参考工具 相似文献
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在隔离段尾部设计节流装置是试验上模拟反压对隔离段流场影响的常用方法。针对不同节流方式对隔离段流场结构的影响,采用数值模拟方法进行了比较研究。比较三种节流方式,包括在斜坡面尾部设置节流直板、在头罩面尾部设置节流直板和流场中间布置对称斜楔等。结果表明,由于隔离段斜坡面和头罩面边界层发展的非对称性,三种方式所产生的激波串结构均靠近头罩一侧的壁面。第二种方式产生的激波串强度较大,边界层分离较为严重,容易造成流场堵塞,在实际中不利于激波串的试验研究。另外两种方式所产生的流场结构类似,但是第一种方式在设计加工上相对容易实现。 相似文献
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以大气层内高超声速飞行器级间分离过程为研究对象,采用伴随方法得到了由冲击力和气动干扰力矩引起的攻角的解析解。利用该解析解,得到了分离干扰引起的攻角的瞬时变化曲线。结果表明,在高超声速飞行器级间分离开始0.4s内,冲击力和气动干扰力矩对攻角有一定的影响,并且随干扰的增大而增大。本研究实现了预示高超声速飞行器分离过程风险的目的,对高超声速飞行器分离干扰策略的制定提供了理论依据。 相似文献
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This paper presents a modified analytical model to evaluate the trajectories of various lift separation sabot configurations. The aerodynamic forces acting on the sabot surfaces during a supersonic flight are modeled in the present analytical model by incorporating the pressures on the windward side of the sabot due to the detached/attached shock and its reflections and then integrated using the 3-DoF dynamical equations. The trajectory and the aerodynamic coefficients were obtained for these config-urations at a projectile Mach number of 3. The sabot configurations, which include two new designs, are compared with each other and with the conventional free flight trajectory data of the conventional sabots. The mechanical interaction between the sabot and projectile is also addressed in the present work. The comparison shows that the new designs with the aerodynamic surfaces close to the center of gravity, lift-off from the projectile with minimal mechanical interaction compared to a conventional sabot. 相似文献
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以某涵道风扇为原型,从理论上分析涵道扩张角对涵道风扇气动特性的影响。运用滑移网格模型,采用三维不可压黏性Navier-Stokes控制方程,利用SST k-ω湍流模型,计算两叶桨气动特性,并与试验结果对比,验证该方法的可行性。分别计算涵道风扇在悬停状态下,3000~8500 r/min转速范围内,涵道唇口外形、扩张角和涵道高度对气动特性的影响,并对流场进行分析。椭圆形唇口的涵道风扇总拉力系数小,气动效率低;当涵道扩张角在8.2°附近时,功率系数相对最小,随着扩张角增大,在桨盘下方靠近涵道壁面附近出现气流分离;涵道拉力系数对涵道风扇高度的变化敏感度低,随着高度增加功率系数略有下降。 相似文献
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为提高高超声速翼身组合式飞行器的射程,研究了采用不同翼面变形模式时,飞行器在马赫数3~8内的气动特性和翼面效率。针对典型的轴对称翼身组合式外形,采用Navier-Stokes方程进行数值模拟,对伸缩、变后掠和二维折叠三种变形模式下的外形在超声速及高超声速来流条件下进行模拟,并对升阻比、翼面单位面积升阻比和操稳特性进行分析。结果表明:在超声速及高超声速范围内,变后掠变形模式在宽速域内升阻比提高明显,同时具备优良的翼面效率及操稳特性,其在马赫数3~8范围内具有最优的综合性能。研究成果能对高超声速翼身组合式变形飞行器布局设计提供参考,具有一定的指导意义。 相似文献
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为了探索跨声速来流条件时,不同安装位置、不同宽度的叶尖小翼对压气机叶栅气动特性的影响,对Ma=0.8时包括原型叶栅在内的7种扩压叶栅的流场进行了数值研究.结果表明:在多种因素的共同影响下,不同来流冲角的吸力面叶尖小翼在流场中都为负效果,增加了流场复杂性;压力面叶尖小翼则改善了泄漏流动,减小了流动损失.两种安装位置的叶尖... 相似文献
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针对飞翼布局无人飞行器中S弯进气道明显流动分离和出口总压畸变等问题,提出了基于合成双射流的主动流动控制方法,建立了合成双射流的S弯进气道数值仿真模型。结果表明,在S弯进气道分离点附近施加合成双射流控制,在整个射流周期内通过“吹”“吸”接力可以有效抑制边界层流动分离,有效提升总压恢复系数。对比研究了合成双射流不同射流角度、射流峰值速度和激励频率对S弯进气道流场控制特性的影响规律。结果表明合成双射流与主流的角度越小,流动分离控制效果越好,较大射流峰值速度会对主流形成“阻挡”致使控制效果下降,激励频率与流场特征频率越接近控制效果越明显。 相似文献
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针对复合材料蜂窝夹芯板壳组成的卫星整流罩,用有限元法建立了该罩的结构动力学数值模型,编制了相应的有限元分析软件包,计算了全罩、半罩在不同边界条件下的自由振动频率和模态,并分析了抛罩时半罩的分离轨迹和气动力作用下爆炸螺栓的承载情况。 相似文献
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由于具有高的升阻比,乘波构型被认为是高超声速滑翔飞行器的重点参考外形.考虑到高超声速条件下严重的气动加热问题,乘波构型的尖锐前缘需要进行钝化处理,其表面流动特征及气动性能也随之发生变化.基于参考弹道,本文分析了高超声速滑翔飞行器沿飞行轨迹的表面流场特征,并对其在典型飞行工况下的气动性能开展了数值模拟研究.结果表明:对于采用乘波布局设计的高超声速滑翔飞行器,其驻点流动存在三维效应,不能简单视为球头或圆柱绕流;钝化可以缓和严峻的受热形势,同时对其气动力性能造成影响:在2cm钝化半径条件下,其升阻比下降12.34%;高超声速滑翔飞行器的表面受热存在明显的分区特征,不同区域可采用不同的防热处理方法. 相似文献