超音速下无翼式布局制导火箭弹俯仰操纵气动特性研究

摘要

无翼式气动布局火箭弹因其结构简单、舵面效率高、工艺性能出色等优点，近年来被广泛地应用于制导火箭弹中。由于取消了主翼面，使得气动阻力大为减小，同时在无控飞行时具有较好的稳定性。但这种气动布局也存在着一些问题:在超音速下飞行时，弹箭的压心提前，全弹的静稳定性下降;且随着马赫数的变化，压心的变化十分明显。
　　针对这一问题，本文采用实验研究和数值计算相结合的方法，通过改善气动布局来提高无翼式布局制导火箭弹的稳定性，并探究在保证稳定性的同时提高操纵性的方法。
　　首先研究头部对无翼式布局制导火箭弹气动特性的影响，对三种不同头部的无翼式布局火箭弹模型开展风洞实验研究，得到超音速下各模型的气动参数，并分析各气动参数的变化规律。研究表明:火箭弹模型采用单锥形头部比采用其他两种双锥形头部有更好的稳定性，同时也能起到减阻的效果。
　　然后研究尾舵对无翼式布局制导火箭弹气动特性的影响，对三种不同尾舵面积的无翼式布局火箭弹模型开展风洞实验研究，得到超音速下各模型的俯仰力矩、压心系数、阻力系数、法向力系数随攻角、马赫数的变化规律。研究表明:采用面积大的尾舵能提高无翼式布局火箭弹的操纵性，但不利于减阻。
　　最后对两组实验的模型进行数值计算，通过分析各部件对全弹气动力的贡献来解释实验得到的结果，并结合流场分析更直观地显示流动状态和气动特性变化的原因。

目录

声明

摘要

图目录

表目录

注释表

1 绪论

1．1 研究背景

1．2 研究意义

1．3 气动布局分类与简介

1．4 无翼式布局制导火箭弹研究现状

1．4 本论文的研究方法

1．4．1 实验分析

1．4．2 数值分析

1．5 操纵性与稳定性的理论分析

1．5．1 稳定性概述

1．5．2 操纵性概述

1．5．3 无翼式布局火箭弹操纵性与稳定性的约束条件

1．6 本课题的研究内容

2 风洞实验原理与实验方案

2．1 实验研究的目的

2．2 实验方案设计

2．3 模型设计准则和要求

2．3．1 模型设计原理

2．3．2 实验模型尺寸的设计与装配

2．3．3 实验模型的结构

2．4 风洞实验模型简图

2．4．1 三种头部、三种尾舵简图

2．4．2 组合体模型简图

2．4．3 实验模型在风洞实验段示意图

2．5 风洞实验的条件

2．6 风洞实验测试的内容

2．7 本章小结

3 风洞实验的结果与分析

3．1 头部对无翼式布局俯仰气动特性的影响结果及分析

3．1．1 尾舵不操纵时的结果分析

3．1．2 尾舵操纵时(-10°舵偏角)结果分析

3．2 尾舵对无翼式布局气动特性的影响结果及分析

3．2．1 尾舵不操纵时的实验结果分析

3．2．2 尾舵操纵(-10°舵偏角)结果分析

3．3 本章小结

4 数值计算方法

4．1 引言

4．2 控制方程

4．3 离散方法

4．4 有限体积法

4．5 边界条件和初始条件

4．5．1 边界条件

4．5．2 初始条件

4．6 湍流模型

4．7 网格生成

4．8 数值计算与实验结果对比

4．8．1 CM-00、DM-00、PM-00组合体模型对比分析

4．8．2 CR-00、CM-00、CN-00组合体模型对比分析

4．8．3 流场分析

4．9 本章小结

5 无翼式布局火箭弹各部件对俯仰气动特性影响分析

5．1 头部对无翼式布局俯仰气动特性影响分析

5．2 尾部对无翼式布俯仰气动特性影响分析

5．3 流场分析

5．3．1 CM-00、DM-00、PM-00模型流场分析

5．3．2 CR-00、CM-00、CN-00模型流场分析

5．3．3 CM-10、DM-10尾舵操纵时的流场分析

5．4 本章小结

6 全文总结

6．1 本文工作总结

6．2 展望

致谢

参考文献

攻读硕士学位期间发表的论文和出版著作情况