無(wú)翼式氣動(dòng)布局火箭彈因其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、舵面效率高、工藝性能出色等優(yōu)點(diǎn),近年來(lái)被廣泛地應(yīng)用于制導(dǎo)火箭彈中。由于取消了主翼面,使得氣動(dòng)阻力大為減小,同時(shí)在無(wú)控飛行時(shí)具有較好的穩(wěn)定性。但這種氣動(dòng)布局也存在著一些問(wèn)題:在超音速下飛行時(shí),彈箭的壓心提前,全彈的靜穩(wěn)定性下降;且隨著馬赫數(shù)的變化,壓心的變化十分明顯。針對(duì)這一問(wèn)題,本文采用實(shí)驗(yàn)研究和數(shù)值計(jì)算相結(jié)合的方法,通過(guò)改善氣動(dòng)布局來(lái)提高無(wú)翼式布局制導(dǎo)火箭彈的穩(wěn)定性,并探究在保證穩(wěn)定性的同時(shí)提高操縱性的方法。首先研究頭部對(duì)無(wú)翼式布局制導(dǎo)火箭彈氣動(dòng)特性的影響,對(duì)三種不同頭部的無(wú)翼式布局火箭彈模型開展風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究,得到超音速下各模型的氣動(dòng)參數(shù),并分析各氣動(dòng)參數(shù)的變化規(guī)律。研究表明:火箭彈模型采用單錐形頭部比采用其他兩種雙錐形頭部有更好的穩(wěn)定性,同時(shí)也能起到減阻的效果。然后研究尾舵對(duì)無(wú)翼式布局制導(dǎo)火箭彈氣動(dòng)特性的影響,對(duì)三種不同尾舵面積的無(wú)翼式布局火箭彈模型開展風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究,得到超音速下各模型的俯仰力矩、壓心系數(shù)、阻力系數(shù)、法向力系數(shù)隨攻角、馬赫數(shù)的變化規(guī)律。研究表明:采用面積大的尾舵能提高無(wú)翼式布局火箭彈的操縱性,但不利于減阻。最后對(duì)兩組實(shí)驗(yàn)的模型進(jìn)行數(shù)... 

【文章來(lái)源】：南京理工大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：93 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
注釋表
1 緒論
    1.1 研究背景
    1.2 研究意義
    1.3 氣動(dòng)布局分類與簡(jiǎn)介
    1.4 無(wú)翼式布局制導(dǎo)火箭彈研究現(xiàn)狀
    1.5 本論文的研究方法
        1.5.1 實(shí)驗(yàn)分析
        1.5.2 數(shù)值分析
    1.6 操縱性與穩(wěn)定性的理論分析
        1.6.1 穩(wěn)定性概述
        1.6.2 操縱性概述
        1.6.3 無(wú)翼式布局火箭彈操縱性與穩(wěn)定性的約束條件
    1.7 本課題的研究?jī)?nèi)容
2 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)原理與實(shí)驗(yàn)方案
    2.1 實(shí)驗(yàn)研究的目的
    2.2 實(shí)驗(yàn)方案設(shè)計(jì)
    2.3 模型設(shè)計(jì)準(zhǔn)則和要求
        2.3.1 模型設(shè)計(jì)原理
        2.3.2 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽绲脑O(shè)計(jì)與裝配
        2.3.3 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷慕Y(jié)構(gòu)
    2.4 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃?jiǎn)圖
        2.4.1 三種頭部、三種尾舵簡(jiǎn)圖
        2.4.2 組合體模型簡(jiǎn)圖
        2.4.3 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段示意圖
    2.5 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的條件
    2.6 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測(cè)試的內(nèi)容
    2.7 本章小結(jié)
3 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的結(jié)果與分析
    3.1 頭部對(duì)無(wú)翼式布局俯仰氣動(dòng)特性的影響結(jié)果及分析
        3.1.1 尾舵不操縱時(shí)的結(jié)果分析
        3.1.2 尾舵操縱時(shí)(-10°舵偏角)結(jié)果分析
    3.2 尾舵對(duì)無(wú)翼式布局氣動(dòng)特性的影響結(jié)果及分析
        3.2.1 尾舵不操縱時(shí)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析
        3.2.2 尾舵操縱(-10°舵偏角)結(jié)果分析
    3.3 本章小結(jié)
4 數(shù)值計(jì)算方法
    4.1 引言
    4.2 控制方程
    4.3 離散方法
    4.4 有限體積法
    4.5 邊界條件和初始條件
        4.5.1 邊界條件
        4.5.2 初始條件
    4.6 湍流模型
    4.7 網(wǎng)格生成
    4.8 數(shù)值計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比
        4.8.1 CM-00、DM-00、PM-00組合體模型對(duì)比分析
        4.8.2 CR-00、CM-00、CN-00組合體模型對(duì)比分析
    4.9 本章小結(jié)
5 無(wú)翼式布局火箭彈各部件對(duì)俯仰氣動(dòng)特性影響分析
    5.1 頭部對(duì)無(wú)翼式布局俯仰氣動(dòng)特性影響分析
    5.2 尾部對(duì)無(wú)翼式布俯仰氣動(dòng)特性影響分析
    5.3 流場(chǎng)分析
        5.3.1 CM-00、DM-00、PM-00模型流場(chǎng)分析
        5.3.2 CR-00、CM-00、CN-00模型流場(chǎng)分析
        5.3.3 CM-10、DM-10尾舵操縱時(shí)的流場(chǎng)分析
    5.4 本章小結(jié)
6 全文總結(jié)
    6.1 本文工作總結(jié)
    6.2 展望
致謝
參考文獻(xiàn)
附錄


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
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碩士論文
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[6]一種新型空-空導(dǎo)彈的控制律研究[D]. 劉慧.南京航空航天大學(xué) 2010
[7]鴨式制導(dǎo)火箭彈的穩(wěn)定性與操縱性氣動(dòng)設(shè)計(jì)[D]. 吳軍飛.南京理工大學(xué) 2009
[8]簡(jiǎn)易制導(dǎo)航空火箭總體技術(shù)研究[D]. 邱瑞宏.南京理工大學(xué) 2007



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