固体火箭冲压发动机导弹气动外形设计与试验研究

发布时间：2017-08-18 22:12

  本文关键词：固体火箭冲压发动机导弹气动外形设计与试验研究

  更多相关文章： 固体冲压 双下侧布局 二元进气道 气动外形设计 数值模拟 组拆选型试验 风洞试验

【摘要】：某固体火箭冲压发动机导弹存在着航程阻力大、静稳定性差、平衡攻角偏大、舵效偏高等一系列问题。根据导弹的基准外形,结合相关理论,对影响导弹气动性能的关键部件进行了分析与比较研究,并对外形进行改进,建立了一系列差异化几何模型。用FLUENT软件,对导弹在不同攻角条件下外流场进行数值计算,得出了各模型的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数随攻角的变化规律以及表面的压力分布情况。计算结果表明,就设计目标考虑,采用改进后的大进气道、小弹翼、舵面边条、后掠舵面和水平尾翼布局的模型性能最优。为进一步研究该最优布局下各关键部件对导弹气动性能产生的影响,进行了组拆选型风洞试验。试验中将这些关键部件逐步组装到光弹体上,前后共测试了16种模型状态,经对比分析,确定了气动性能最优的外形,且该最优外形与数值计算所确定的最优模型一致。随后对该最优气动外形的导弹进行全弹风洞测力试验。试验表明,相较于基准弹,优化后的导弹模型各项气动性能均有所提高,其中,轴向力系数数值减小了3%~4%,纵向焦点位置平均后移3%左右,平衡攻角较基准弹减小1.5°(60%)左右,对质心的俯仰舵效减小了40%左右,滚转舵效减小了35%左右。试验结果与同条件下的数值计算结果吻合较好,同时这也验证了导弹气动优化过程中CFD数值计算方法的合理性。
【作者单位】： 西安航天动力技术研究所;
【关键词】： 固体冲压 双下侧布局 二元进气道 气动外形设计 数值模拟 组拆选型试验 风洞试验
【分类号】：V435;TJ760.2
【正文快照】： CFD analysis.Comparing to the basic missile,various performances of the optimized model wereimproved obviously under the studied conditions,the axial force coefficient decreased about 3.0%~4.0%,the longitudinal focus position moved backwards about 3.0%an

【相似文献】

中国期刊全文数据库 前3条

1 周其成;浅论回收型卫星气动外形设计[J];中国空间科学技术;1986年04期

2 杨希祥;周张;彭科;;基于Kriging方法的整流罩气动外形设计优化[J];固体火箭技术;2014年02期

3 ;[J];;年期

中国博士学位论文全文数据库 前1条

1 邱亚松;基于数据降维技术的气动外形设计方法[D];西北工业大学;2014年

，

本文编号：697041