国家自然科学基金(1102088)
- 作品数：14 被引量：35H指数：4
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- 相关机构：南京理工大学西安交通大学更多>>
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- 相关领域：兵器科学与技术理学航空宇航科学技术更多>>
- 双翼无伞末敏弹阻力系数试验及仿真
- 2015年
- 为分析无伞末敏弹稳定翼片对弹体阻力系数的影响,设计了高塔试验对不同尾翼结构参数末敏弹进行研究。文中设计一种"S"型尾翼作为无伞末敏弹的减速装置,进行了不同翼片结构尺寸末敏弹的自由飞行试验,得到不同尾翼组合末敏弹的阻力系数,分析了尾翼结构参数对阻力系数的影响。并对试验用弹进行数值仿真分析,结果发现,试验值与仿真值吻合良好。
- 吕胜涛郭锐刘荣忠马晓冬
- 关键词：自由飞行试验尾翼结构数值仿真
- S-S双翼末敏弹气动外形优化设计被引量：14
- 2013年
- 为获得S-S型双翼末敏弹最佳尾翼气动外形,基于计算流体力学和正交试验方法,以S-S型末敏弹模型的气动参数为源数据,对尾翼弯折面积和弯折角两因素组合进行优化设计,得到了此类型末敏弹尾翼参数对气动特性影响的主次关系,并提出了满足最大阻力系数和最大极阻尼力矩系数的末敏弹尾翼结构。结果表明:优化所得气动结构比优化前模型阻力系数提高7.11%,极阻尼力矩系数提高15.77%。高塔自由飞行试验结果显示:优化所得气动外形末敏弹落速为30.0 m/s,转速为11.5 r/s,下落过程中落速和转速及扫描角保持稳定,满足稳态扫描的要求。
- 吕胜涛刘荣忠郭锐胡志鹏
- 关键词：正交试验气动外形
- 水声对抗子弹入水冲击响应仿真被引量：1
- 2013年
- 水声对抗子弹的入水冲击对其可靠性具有较大影响。采用任意拉格朗日-欧拉(ALE)算法建立了子弹入水冲击动力学仿真模型,利用球形子弹入水的试验结果验证了仿真的可行性,进而在不同情况下对子弹入水进行仿真,并分析了由冲击所引起的空泡现象、运动规律及壳体冲击响应。仿真结果表明,子弹外形对空泡现象影响较显著;在子弹入水初期的速度表现出很强的衰减特性;随着入水角度的增大,子弹入水稳定性增强,但轴向冲击阻力增大;塑料壳体较铝合金壳体对子弹入水冲击的缓冲作用大。
- 邦志辉刘荣忠郭锐张俊
- 关键词：入水空泡冲击响应
- S-S型旋翼末敏弹气动特性规律研究被引量：1
- 2017年
- 无伞末敏弹的稳定尾翼在母弹开舱前包裹于子弹外壁,因威力要求,子弹直径需要尽可能大,导致稳定尾翼的厚度较小,而末敏子弹下落速度较快,尾翼极易在空气动力的作用下发生挠曲变形。为深入分析尾翼结构参数对末敏弹气动特性及尾翼挠曲变形的影响规律,采用双向流体-固体耦合方法对S-S型旋翼末敏弹进行分析。研究结果显示:末敏弹阻力系数随弯折角α21的增大呈递增趋势,而随其余3个弯折角的增大呈递减趋势;转动力矩系数随4个弯折角的增大均呈递增趋势,随4个弯折比的增大均呈现准线性递增趋势,随两翼长宽比的增大呈递减趋势。高塔自由飞行试验结果表明,末敏弹阻力系数和转动力矩系数的仿真误差分别不超过7.8%和6.1%,证明了双向流体-固体耦合方法分析无伞末敏弹气动特性的可行性与正确性。
- 吕胜涛季丹丹刘荣忠郭锐马晓冬
- 关键词：末敏弹气动弹性气动特性自由飞行试验
- 无伞末敏弹弹性尾翼气动特性研究被引量：1
- 2015年
- 针对无伞末敏弹尾翼薄、下落过程中容易发生变形甚至振动的问题,该文采用ANSYS Workbench对其弹性尾翼进行了双向流固耦合分析。结果表明,尾翼挠度随来流速度的增加呈准线性增加,最大挠度出现在向迎风面弯折的较大翼外侧角点,随来流速度的增加速率约为0.05 mm/(m·s-1)。随攻角的增加,阻力系数呈约0.05/(°)的准线性递减而升力系数呈约0.08/(°)的准线性递增。尾翼的高压区出现在平面部分与向迎风面弯折尾翼的连接处,且随着来流速度的增加,高压区作用面积逐渐扩大。
- 吕胜涛马晓冬刘荣忠郭锐
- 关键词：气动特性流固耦合
- 无伞末敏弹稳定翼片流固耦合特性研究被引量：1
- 2014年
- 以某结构双翼无伞末敏弹C型尾翼为研究对象,通过对其进行流固耦合计算,得到此类型尾翼的气动特性。结果表明,尾翼平面部分在气动力作用下仍保持平面形状,两弯折面发生弯曲。刚、弹性尾翼阻力系数及二者的偏差随攻角的增大而减小,在30°攻角时两种尾翼的阻力系数几乎相等。迎风面最大压力随来流速度的增加呈现递增趋势,相同来流速度时,大攻角下的最大压力大于小攻角下的最大压力。尾翼对称面背风面出现两个大小大致相等的涡,呈现蝴蝶状低压区。
- 吕胜涛马晓冬刘荣忠郭锐
- 关键词：流固耦合气动弹性
- 无伞末敏弹尾翼动态性能仿真分析被引量：1
- 2015年
- 尾翼作为为无伞末敏弹弹体提供大部分阻力及转动力矩的组成部分,气动特性问题成为末敏弹设计及优化工作的重心。尾翼厚度较小,在末敏弹运动过程中会受气动力作用而发生弹性变形,而无伞末敏弹复杂的外形结构及大攻角的运动状态难以采用常规方法进行气动力测量。为准确分析动态性能,根据功的互等理论,建立了无伞末敏弹平板尾翼的挠曲方程,并计算得到了尾翼在均布气动载荷作用下弯曲变形的解析解;采用双向流固耦合方法,获得了尾翼挠曲变形仿真解。结果显示,平板尾翼短边挠度曲线呈准线性,靠近约束边角点挠度最小。约束边挠度曲线不规则,角点处挠度最大。非约束长边挠度曲线较为平缓,两角点处挠度最小,与理论结果相吻合。
- 吕胜涛刘荣忠郭锐马晓冬
- 关键词：流固耦合
- 涡环旋转伞开伞稳定性及减速导旋运动特性研究被引量：7
- 2013年
- 通过理论分析和伞塔投放试验方法,研究了涡环旋转伞的开伞充气稳定性及其减速导旋运动特性。基于交汇摄影测速法及姿态存储测量法,获得了不同伞衣幅结构及伞绳连接方式对涡环旋转伞系统减速导旋运动的影响规律。试验结果表明,涡环旋转伞系统的平衡转速和平衡落速存在匹配关系,其比值k约为定值,提高该比值的关键是提高涡环旋转伞的导旋力矩,并且当载物的质量一定时,伞衣幅面积与平衡转速和落速成反比,而前后伞绳差的增大可以提高涡环旋转伞系统的平衡转速。
- 郭锐刘荣忠胡志鹏马晓冬
- 关键词：运动特性
- S-C型双翼末敏弹尾翼结构方案设计被引量：8
- 2014年
- 为寻求S-C型双翼末敏弹实现稳态扫描的最佳气动外形,运用计算流体力学方法建立了S-C型末敏弹的气动特性仿真模型,基于正交试验法对S-C型尾翼末敏弹的翼片结构参数进行了优化设计。分析了尾翼面积、弯折角对S-C型末敏弹气动特性的影响规律,得到了尾翼参数对双翼末敏弹阻力系数和极转动力矩系数影响的主次关系。在此基础上分析得到一种可以同时满足大阻力系数和大极转动力矩系数的末敏弹气动外形结构。优化结果显示,优化模型阻力系数较优化前增加5.14%,极转动力矩系数增加4.53%,高塔试验表明优化模型双翼末敏弹能在下落过程中保持稳定。研究方法和结果可为双翼末敏弹的气动布局和优化设计提供参考。
- 吕胜涛刘荣忠郭锐胡志鹏
- 关键词：末敏弹计算流体力学气动外形正交试验
- 双翼末敏弹尾翼弹性对气动特性影响分析被引量：1
- 2015年
- 受安装条件限制,无伞末敏弹尾翼通常很薄,在末敏弹下落过程中,厚度不超过1mm的末敏弹尾翼将在气动力作用下发生一定程度的变形,变形后的尾翼又将对末敏弹气动特性产生影响。文章采用双向流固耦合方法对S-S型双翼末敏弹弹性尾翼进行研究,分析末敏弹气动参数随攻角和速度的变化趋势;采用计算流体力学方法对末敏弹刚性尾翼进行研究。将弹性尾翼与刚性尾翼的末敏弹气动参数进行对比。结果显示,刚性翼、弹性翼末敏弹的阻力系数均随攻角的增大呈准线性递减趋势;刚性翼、弹性翼末敏弹的升力系数均随攻角的增大呈递增趋势。自由飞行试验结果显示,末敏弹的气动参数与弹性翼末敏弹的仿真结果更为贴切。
- 吕胜涛郭锐刘荣忠马晓冬
- 关键词：气动弹性气动特性挠曲变形灵巧弹药
