尾流温度场对其速度场的影响与加热减阻

本文利用LDV—02型激光测速仪,在循环水槽里测量了加热和非加热流线型细长旋成体尾流的速度分布和湍流度,并把Hama&Peterson的半经验理论(它适用于非加热体的类似尾流)修正为本文的半经验分析,较好地描述了尾流温度场对其速度场的影响,还从测得的尾流速度数据推断出加热对水下运动物体阻力系数的影响。     

导弹空气动力发展的新动向

导弹发展到第三代以后,随着战争形势与观念的转变,战略导弹常规化、战术导弹精确化以及多种目标、多种任务、多种手段的体系对抗逐步形成。对导弹技术提出了不同发展方向的多种要求,从而使导弹空气动力学研究也与之相应地出现了许多新问题。例如,直接力控制的外形设计与喷气产生的空气动力效应;光学侧窗口造成的不对称外形的气动特性与气动光学问题;垂直发射后的大攻角转弯空气动力技术;远程吸气式发动机导弹的气动力特性与隐身问题;抛撒子母弹和载体的复杂空气动力干扰的分析计算问题等,对这些问题的研究与发展动向作了简要的介绍。     

气动光学效应内涵及其对成像探测的影响机理北大核心

带有红外成像探测系统的飞行器在大气层内高速飞行时,光学头罩与大气层之间发生剧烈的相互作用,产生气动光学效应。该效应将引起像偏移、像模糊、像抖动,使得红外成像探测系统对目标的成像探测威力下降、探测精度降低。研究了高速动平台下气动光学效应的内涵及其对红外成像探测系统探测威力、探测精度的影响机理,对典型飞行状态下产生的气动光学效应进行了数学仿真计算,得到了仿真计算结果,并对仿真结果进行了分析。     

固定舵二维弹道修正弹网格模型研究北大核心

为确定固定舵二维弹道修正弹的网格划分方法,分别建立非结构网格和结构网格模型。应用Fluent软件对所得网格模型进行数值计算,获得修正弹在不同马赫数下的气动参数。对所得气动参数与风洞试验结果进行对比分析,确定不同马赫数下更准确的网格模型。分析结果表明:2种网格模型均可应用于修正弹的气动数值计算,但在准确性方面,结构网格模型更适用于跨声速条件下的数值计算,非结构网格模型更适用于高声速条件下的数值计算。在不同条件下,将2种模型结合起来进行数值计算,会得到更加准确的气动参数。     

固定舵二维弹道修正组件结构模型

为了满足二维弹道修正组件小型化设计要求,设计了3种二维弹道修正组件模型,应用Solid Works软件和ICEM软件分别建立3种修正组件的实体模型和网格模型,并利用Fluent软件进行气动特性数值计算,将计算结果进行对比分析,得出不同修正组件模型参数对气动特性的影响。研究结果表明,修正组件尺寸的减小会增大阻力系数;舵片形状和尺寸对阻力系数和升力系数影响较小,但是对滚转力矩系数影响较大,矩形结构的舵片对舵片周围气动特性会产生不利影响;在满足修正要求的前提下,可以适当缩小舵片面积来降低舵机控制难度,提升飞行稳定性。     

“海空舞者” 美国海军“标准”系列导弹(上)

"标准"导弹是美国海军武库中最成功的导弹武器之一,被看作"宙斯盾"舰艇的支柱和美国舰队的"守护神",还有"空中威胁的终结者"、"弹道导弹的克星"等说法。自20世纪60年代末投入服役以来,"标准"导弹经历了漫长的演变和发展过程,相     

新型飞行模拟器六自由运动系统结构研究

新型大负载飞行模拟器六自由度运动系统是根据大型飞机飞行模拟器的特点,结合传统Stewart六自由度运动系统结构,提出的一种由气动单元提供支撑力、驱动单元提供驱动力的新型六自由度运动系统。它能在有效地提高运动系统承载能力的同时降低驱动单元的负载,使系统安全性得到了大幅度提高,为满足大型飞机飞行模拟器六自由运动系统要求提供了一条新的技术实现途径。在ADAMS平台上建立新型电动六自由度运动系统虚拟样机,结合飞行模拟器系统要求,通过对系统进行动态仿真、自由度分析、结构运动学和动力学分析。得到各驱动单元、气支撑单元以及各铰链在不同运动状态下的驱动力、行程范围、运动速度等特性曲线,为整个运动系统的设计与制造提供依据。     

气动光学效应中调制传递函数的计算方法

从Maxwell方程出发 ,推导了光在湍流中传播的调制传递函数的计算公式。依据折射率起伏相关函数的两种形式 ,计算了光学相位差。根据湍流的动能和动能耗散率输运方程 ,建立了折射率起伏方差的计算模型。最后 ,指出了文中所给公式的适用范围 ,对更好地进行调制传递函数的计算提出了建议。     

内埋武器机弹分离动态风洞投放试验研究

基于动力学相似的动态风洞投放试验研究了尖拱圆柱体从空腔中分离的气动及运动特性,并创新性地采用快响应压敏漆技术对动态运动模型表面上的压力分布测量进行初步探索研究,试验中探究了不同空腔模型攻角(α=0°,-1.5°,-3°)及弹体在空腔内的不同位置(L₀=25 mm, 39 mm)对内埋武器机弹分离特性的影响。结果表明：弹体在空腔内的位置对机弹分离运动特性的影响最大,当L₀=25 mm时,弹体模型头部区域压力明显高于后部区域压力,产生抬头俯仰力矩,导致弹体模型俯仰角逐渐增大,最终碰撞空腔模型,降低载机攻角并未改变弹体模型碰撞空腔模型的效果。当L₀=39 mm时,弹体模型在给定的攻角下均能安全地从空腔中分离。     

一种新型组合翼地面效应气动特性数值研究

机翼构型是影响地效飞行器性能的重要参数,提出了一种新构型的组合翼,使用计算流体力学方法(CFD)并选择Realizable k-ε湍流模型来模拟机翼表面周围区域的流动结构。通过将具有NACA6409翼型的矩形翼的气动特性计算结果与实验结果进行对比,验证了数值模拟方法的准确性。对组合翼在地面效应下的气动特性进行数值模拟,研究了攻角和离地高度对气动特性的影响,并与矩形翼进行了对比分析。结果表明,组合翼的气动性能相比矩形翼有一定的提升,主要集中在阻力的降低与升阻比的提高上,且在低离地高度和大攻角下提升明显;组合翼具有更大的湍流动能,然而吸力效应小于矩形翼,尾缘气流分离的程度更大;该研究为高性能地效飞行器机翼构型设计提供了参考依据。