無傘末敏彈氣動布局優(yōu)化及尾翼氣動彈性研究.pdf

1、為深入分析翼片結(jié)構(gòu)參數(shù)對無傘末敏彈系統(tǒng)氣動特性的影響規(guī)律，本文基于計算流體力學方法對無傘末敏彈進行氣動特性分析，并以極大阻力系數(shù)和極大轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)為目標對末敏彈翼片結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化設(shè)計。
　　無傘末敏彈翼片厚度較小，極易在氣動力作用下發(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翼片撓

2、曲變形進行理論計算，并采用雙向流固耦合方法對三種結(jié)構(gòu)翼片進行數(shù)值分析，對比理論解與數(shù)值解，并進行了相應(yīng)的分析;分析對比了不同翼片結(jié)構(gòu)剛性翼無傘末敏彈和彈性翼無傘末敏彈的氣動特性，并與自由飛行試驗結(jié)果進行對比，說明了考慮翼片氣動彈性的必要性;在考慮翼片氣動彈性的前提下對兩種典型尾翼結(jié)構(gòu)無傘末敏彈翼片進行優(yōu)化設(shè)計，得到了滿足極大阻力系數(shù)和極大轉(zhuǎn)動力矩系數(shù)的無傘末敏彈翼片最優(yōu)結(jié)構(gòu)。
　　對雙翼無傘末敏彈的氣動特性分析方面，本文建立彈性翼

3、片無傘末敏彈氣動模型，采用雙向流固耦合方法對彈性翼無傘末敏彈進行氣動特性仿真計算，并以傳統(tǒng)計算流體力學方法對剛性翼無傘末敏彈進行氣動特性分析，用以對比氣動彈性對無傘末敏彈氣動特性的影響。隨后對雙翼無傘末敏彈進行高塔自由飛行試驗以驗證仿真結(jié)果，仿真計算和試驗結(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)動力矩系數(shù)的仿真結(jié)果與試驗值更為接近，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)動力矩系數(shù)分別大20％、20％和12％左右;翼片結(jié)構(gòu)參數(shù)對無傘末敏彈氣動特性的影響方面，翼片彎折角的影響最大，翼片彎折比次之，面積比及翼片長寬比則對氣動參數(shù)的影響較小。
　　為深入分析末敏彈翼片在氣動力作用下的彈性變形，本文基于功的互等理論對無傘末敏彈翼片進行撓曲變形的理論計算，通過建立三種結(jié)構(gòu)翼片撓曲模型，設(shè)置符合實際情況的邊界條件，推導(dǎo)翼片撓曲方程，得到了平板翼片、S

5、型翼片和C型翼片在均布氣動力載荷作用下的撓曲變形，并求解了來流速度對翼片最大撓度的影響規(guī)律。對三種結(jié)構(gòu)翼片進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，并分析了氣動參數(shù)、翼片迎風面壓力隨攻角、來流速度等參數(shù)的變化情況。對無傘末敏彈翼片撓曲變形的理論解與數(shù)值解進行對比，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