無傘末敏彈氣動(dòng)布局優(yōu)化及尾翼氣動(dòng)彈性研究.pdf

1、為深入分析翼片結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)無傘末敏彈系統(tǒng)氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，本文基于計(jì)算流體力學(xué)方法對(duì)無傘末敏彈進(jìn)行氣動(dòng)特性分析，并以極大阻力系數(shù)和極大轉(zhuǎn)動(dòng)力矩系數(shù)為目標(biāo)對(duì)末敏彈翼片結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。
　　無傘末敏彈翼片厚度較小，極易在氣動(dòng)力作用下發(fā)生撓曲變形，傳統(tǒng)方法將翼片剛性化的處理方法已無法滿足計(jì)算精度的要求?；诖?，本文的研究過程如下，在充分考慮翼片氣動(dòng)彈性的基礎(chǔ)上，建立了平板、C型、S型三種結(jié)構(gòu)翼片的撓曲理論模型，基于功的互等理論對(duì)翼片撓

2、曲變形進(jìn)行理論計(jì)算，并采用雙向流固耦合方法對(duì)三種結(jié)構(gòu)翼片進(jìn)行數(shù)值分析，對(duì)比理論解與數(shù)值解，并進(jìn)行了相應(yīng)的分析;分析對(duì)比了不同翼片結(jié)構(gòu)剛性翼無傘末敏彈和彈性翼無傘末敏彈的氣動(dòng)特性，并與自由飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，說明了考慮翼片氣動(dòng)彈性的必要性;在考慮翼片氣動(dòng)彈性的前提下對(duì)兩種典型尾翼結(jié)構(gòu)無傘末敏彈翼片進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到了滿足極大阻力系數(shù)和極大轉(zhuǎn)動(dòng)力矩系數(shù)的無傘末敏彈翼片最優(yōu)結(jié)構(gòu)。
　　對(duì)雙翼無傘末敏彈的氣動(dòng)特性分析方面，本文建立彈性翼

3、片無傘末敏彈氣動(dòng)模型，采用雙向流固耦合方法對(duì)彈性翼無傘末敏彈進(jìn)行氣動(dòng)特性仿真計(jì)算，并以傳統(tǒng)計(jì)算流體力學(xué)方法對(duì)剛性翼無傘末敏彈進(jìn)行氣動(dòng)特性分析，用以對(duì)比氣動(dòng)彈性對(duì)無傘末敏彈氣動(dòng)特性的影響。隨后對(duì)雙翼無傘末敏彈進(jìn)行高塔自由飛行試驗(yàn)以驗(yàn)證仿真結(jié)果，仿真計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果顯示，與剛性翼末敏彈數(shù)值結(jié)果相比，彈性翼無傘末敏彈仿真所得末敏彈阻力系數(shù)和轉(zhuǎn)動(dòng)力矩系數(shù)的仿真結(jié)果與試驗(yàn)值更為接近，最大誤差分別不超過7.8％和6.0％;剛性翼無傘末敏彈阻力系數(shù)、升

4、力系數(shù)和轉(zhuǎn)動(dòng)力矩系數(shù)比彈性翼無傘末敏彈阻力系數(shù)、升力系數(shù)和轉(zhuǎn)動(dòng)力矩系數(shù)分別大20％、20％和12％左右;翼片結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)無傘末敏彈氣動(dòng)特性的影響方面，翼片彎折角的影響最大，翼片彎折比次之，面積比及翼片長(zhǎng)寬比則對(duì)氣動(dòng)參數(shù)的影響較小。
　　為深入分析末敏彈翼片在氣動(dòng)力作用下的彈性變形，本文基于功的互等理論對(duì)無傘末敏彈翼片進(jìn)行撓曲變形的理論計(jì)算，通過建立三種結(jié)構(gòu)翼片撓曲模型，設(shè)置符合實(shí)際情況的邊界條件，推導(dǎo)翼片撓曲方程，得到了平板翼片、S

5、型翼片和C型翼片在均布?xì)鈩?dòng)力載荷作用下的撓曲變形，并求解了來流速度對(duì)翼片最大撓度的影響規(guī)律。對(duì)三種結(jié)構(gòu)翼片進(jìn)行雙向流固耦合仿真分析，得到了三種類型翼片撓曲變形隨各翼片結(jié)構(gòu)參數(shù)的變化情況，并分析了氣動(dòng)參數(shù)、翼片迎風(fēng)面壓力隨攻角、來流速度等參數(shù)的變化情況。對(duì)無傘末敏彈翼片撓曲變形的理論解與數(shù)值解進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果顯示仿真值比理論解略大，最大偏差不超過10％。
　　母彈開艙前，翼片貼附于末敏子彈外壁，末敏子彈威力要求及其裝填條件使翼片不可能