為了提高尾翼彈的飛行穩(wěn)定性和射擊密集度,通常采用斜置尾翼或者是在尾翼上斜切一個(gè)角度的方法來使尾翼彈在飛行中獲得一個(gè)主動導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩,從而使其能夠低速旋轉(zhuǎn)。能否準(zhǔn)確地預(yù)測斜切角對尾翼彈的滾轉(zhuǎn)特性的影響對彈箭設(shè)計(jì)者來說是十分重要的。本文主要對具有斜切角尾翼的火箭彈其滾轉(zhuǎn)特性進(jìn)行研究,首先結(jié)合工程估算、數(shù)值模擬等方法分別預(yù)估了模型尾翼彈的靜態(tài)、動態(tài)氣動系數(shù),并對氣動結(jié)果和彈體繞流流場進(jìn)行分析。然后建立了適合此尾翼彈的六自由度彈道方程,分別將單獨(dú)工程估算的氣動力結(jié)果和數(shù)值模擬與工程估算相結(jié)合的氣動力結(jié)果代入此彈道方程中進(jìn)行彈道模擬,得到了尾翼彈的滾轉(zhuǎn)角速度隨時(shí)間變化的規(guī)律,以及定量的平衡轉(zhuǎn)速數(shù)據(jù),并對尾翼彈的滾轉(zhuǎn)特性進(jìn)行分析。在工程預(yù)估和數(shù)值模擬研究尾翼彈的滾轉(zhuǎn)特性基礎(chǔ)上,對尾翼彈進(jìn)行多次實(shí)彈試驗(yàn),將多次試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行擬合,得到了真實(shí)飛行條件下尾翼彈的滾轉(zhuǎn)角速度變化規(guī)律以及平衡轉(zhuǎn)速的大小。最后將彈道模擬得到轉(zhuǎn)速變化規(guī)律與實(shí)彈試驗(yàn)的轉(zhuǎn)速變化規(guī)律進(jìn)行對比,計(jì)算的定常平衡轉(zhuǎn)速以及轉(zhuǎn)速變化規(guī)律與試驗(yàn)結(jié)果吻合的很好,這不但證明了文章所建立的彈道模型的正確性,也間接的證明了工程估算和數(shù)值模擬等方法選取的比較合適... 

【文章來源】：南京理工大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：81 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
目錄
1 緒論
    1.1 課題研究的背景及意義
    1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀
    1.3 尾翼彈氣動特性的主要研究方法
    1.4 課題的主要研究手段
        1.4.1 工程估算
        1.4.2 數(shù)值模擬
        1.4.3 試驗(yàn)研究
2 尾翼彈轉(zhuǎn)速試驗(yàn)研究
    2.1 試驗(yàn)研究背景及方案
        2.1.1 研究方案
        2.1.2 轉(zhuǎn)速預(yù)測試驗(yàn)
        2.1.3 轉(zhuǎn)速驗(yàn)證試驗(yàn)
    2.2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析
        2.2.1 試驗(yàn)結(jié)果擬合
        2.2.2 試驗(yàn)結(jié)果分析
    2.3 滾轉(zhuǎn)阻尼力矩系數(shù)的辨識
        2.3.1 參數(shù)辨識結(jié)果
        2.3.2 平衡轉(zhuǎn)速
3 尾翼彈氣動特性工程估算
    3.1 升力系數(shù)
        3.1.1 單獨(dú)彈體升力系數(shù)
        3.1.2 單獨(dú)尾翼升力系數(shù)
        3.1.3 翼—身組合體升力系數(shù)
    3.2 阻力系數(shù)
        3.2.1 單獨(dú)彈體阻力系數(shù)
        3.2.2 單獨(dú)彈翼阻力系數(shù)
        3.2.3 翼—身組合體阻力系數(shù)
    3.3 壓力中心
        3.3.1 單獨(dú)彈體壓力中心
        3.3.2 單獨(dú)尾翼壓力中心
        3.3.3 翼—身組合體壓力中心
    3.4 俯仰力矩系數(shù)
        3.4.1 單獨(dú)彈體俯仰力矩系數(shù)
        3.4.2 翼—身組合體俯仰力矩系數(shù)
    3.5 俯仰阻尼力矩系數(shù)
        3.5.1 單獨(dú)彈體俯仰阻尼力矩系數(shù)
        3.5.2 尾翼段俯仰阻尼力矩系數(shù)
        3.5.3 翼—身組合體俯仰阻尼力矩系數(shù)
    3.6 導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)
        3.6.1 單獨(dú)尾翼導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)
        3.6.2 翼—身組合體導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)
    3.7 極抑制力矩系數(shù)
        3.7.1 單獨(dú)彈體極抑制系數(shù)
        3.7.2 單獨(dú)彈翼極抑制系數(shù)
        3.7.3 翼—身組合體極抑制力矩系數(shù)計(jì)算
    3.8 工程估算結(jié)果分析
        3.8.1 工程估算結(jié)果
        3.8.2 工程估算結(jié)果分析
        3.8.3 翼一身組合體極抑制力矩系數(shù)計(jì)算
    3.9 工程估算結(jié)果分析
4 尾翼彈六自由度彈道模擬
    4.1 坐標(biāo)系和坐標(biāo)變換
        4.1.1 坐標(biāo)系
        4.1.2 各坐標(biāo)系之間的矩陣轉(zhuǎn)換
    4.2 六自由度彈道模型建立
        4.2.1 角度計(jì)算
        4.2.2 尾翼彈在飛行中受力和力矩分析
        4.2.3 尾翼彈受力和力矩矢量的投影
        4.2.4 尾翼彈運(yùn)動的動力學(xué)方程
    4.3 彈道仿真模擬
        4.3.1 仿真基本假設(shè)
        4.3.2 平衡轉(zhuǎn)速分析
        4.3.3 彈道模擬與結(jié)果分析
5 尾翼彈數(shù)值模擬
    5.1 物理模型
    5.2 數(shù)學(xué)模型
        5.2.1 控制方程
        5.2.2 網(wǎng)格劃分
        5.2.3 數(shù)值方法的選取
    5.3 計(jì)算結(jié)果分析
        5.3.1 數(shù)值模擬結(jié)果分析
        5.3.2 尾翼導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩分析
    5.4 彈道仿真結(jié)果分析
        5.4.1 彈道模擬
    5.5 小結(jié)
6 總結(jié)
致謝
參考文獻(xiàn)


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
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本文編號：3198493