下载文档原格式
鸭舵式火箭弹的气动特性及控制能力分析
王朋飞;周前进
【期刊名称】《兵器装备工程学报》
【年(卷),期】2017(038)011
【摘要】为了提高火箭弹的密集度，对鸭舵改变火箭弹气动布局问题进行了分析。
基于鸭舵式火箭弹的受力分析，进行了不同攻角和舵偏角下火箭弹气动特性数值仿真，并利用仿真数据进行了纵横向控制能力计算。
结果表明：鸭舵的存在使火箭弹的阻力系数和升力系数都有所增加，通过控制鸭舵的起控高度和舵偏角大小可得到火箭弹在纵横向不同的控制量，从而为弹道修正弹的弹道设计提供依据。
【总页数】4页(P41-44)
【作者】王朋飞;周前进
【作者单位】[1]西安航空职业技术学院,西安710089;;[2]国营990厂,合肥230601
【正文语种】中文
【中图分类】TJ714
【相关文献】
1.鸭舵式火箭弹的气动特性及控制能力分析
2.旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹气动特性
3.简易制导火箭弹鸭舵气动特性对弹道的影响
4.简控火箭弹舵翼气动干扰
特性研究5.固定鸭舵双旋火箭弹超声速侧向气动特性
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
扭曲尾翼弹箭气动外形多目标优化陈亮;刘荣忠;郭锐;赵博博;刘磊;杨永亮【摘要】为了提升掠飞末敏弹战术技术性能,将扭曲尾翼结构应用于弹箭气动布局,并在风洞实验基础上,结合计算流体力学、正交实验、逐步回归分析以及多目标遗传算法,对扭曲尾翼弹箭开展了以增旋、减阻为目标的气动外形多目标优化设计,最终给出了尾翼外形的Pareto优化方案.结果表明:采用扭曲尾翼结构有利于改善弹箭气动性能;所建立的气动参数代理模型,能对弹箭阻力系数和平衡转速进行准确预测,并得到了尾翼几何参数对其影响规律;基于多目标遗传算法最终得到的Pareto 优化方案,达到了良好的增旋、减阻效果.该研究方法对扭曲尾翼弹箭气动优化设计具有参考意义.【期刊名称】《兵工学报》【年(卷),期】2016(037)007【总页数】7页(P1187-1193)【关键词】兵器科学与技术;扭曲尾翼;数值模拟;逐步回归分析;遗传算法;多目标优化【作者】陈亮;刘荣忠;郭锐;赵博博;刘磊;杨永亮【作者单位】南京理工大学机械工程学院,江苏南京210094;南京理工大学机械工程学院,江苏南京210094;南京理工大学机械工程学院,江苏南京210094;南京理工大学机械工程学院,江苏南京210094;南京理工大学机械工程学院,江苏南京210094;南京理工大学机械工程学院,江苏南京210094【正文语种】中文【中图分类】TJ414+.5掠飞末敏弹以母弹弹体作为稳态扫描平台，利用小射角下弹道平直特性，一边飞行，一边探测目标，具有灵活性强、扫描范围大、不易被反制等优势，这已逐渐成为末敏弹技术研究热点。
美国XM943 120 mm炮射掠飞式末敏弹已经完成演示验证［1-2］。
为了提高掠飞末敏弹战术技术性能，一方面需要尽可能提高弹箭在飞行过程中的平衡转速，以实现在高速条件下对地面目标的密集扫描，另一方面要求尽可能减小弹箭的阻力系数，以增大射程，扩大打击区域。
因此，通过合理的尾翼气动优化设计，使弹箭达到增旋、减阻的效果具有重要意义。
飞行器的气动性能分析与优化设计随着现代科技的不断发展，飞行器逐渐成为人类探索天空的重要工具。
在飞行器的设计过程中，气动性能是一个非常重要的方面。
气动性能的好坏直接关系到飞行器的飞行稳定性、安全性和性能表现等方面。
因此，对飞行器的气动性能进行深入分析和优化设计是必不可少的。
气动性能的分析飞行器的气动性能是指在飞行中飞行器与周围气流相互作用的过程中所表现出来的性能特征。
气动性能的分析一般是通过实验和数值模拟来实现的。
实验方法是在计算机辅助设计软件的基础上，通过风洞试验、飞行试验等实验手段来获取气动性能相关的数据，并进行分析和评估。
实验方法有着直观、可靠和可重复的优点。
数值模拟方法则是通过电脑仿真技术对飞行器的气动性能进行计算和模拟。
数值模拟方法具有计算速度快、成本低、实验不易受环境因素干扰等特点，成为了目前研究飞行器气动性能的主要方法之一。
气动性能的优化设计气动性能的优化设计是指在飞行器气动性能分析的基础上，通过改变飞行器的结构、外形、控制系统等方面来提升飞行器的气动性能和综合性能。
气动外形优化是飞行器气动性能优化设计的一项重要手段。
通过对飞行器外形进行优化，可以改善飞行器的气动流场结构，减少阻力和气动力矩，提升飞行器的空气动力学性能。
控制系统优化是另一种重要的气动性能优化设计手段。
将现代控制理论运用到飞行器控制系统中，可以提高飞行器的操纵性和飞行稳定性，提升飞行器的机动性和任务完成能力。
总结气动性能的分析和优化设计是飞行器设计过程中不可忽视的重要环节。
通过深入分析和有效优化可以提高飞行器的气动性能，进而提升飞行器的综合性能表现。
未来，飞行器气动性能方面的研究将会越来越重要，是研究和开发未来飞行器的关键之一。
攻角对某超口径尾翼稳定弹丸气动特性的影响刘荔斌;王雨时;闻泉;张志彪【摘要】为了研究攻角对某坦克炮超口径垂直尾翼稳定弹丸气动特性的影响,给引信弹道环境分析提供参考,应用FLUENT软件,对某大口径坦克炮超口径垂直尾翼稳定弹丸的简化模型进行三维数值模拟,得到该弹丸各气动特性参数.二次函数Cx=Cx0(1 +Kα2)可用来描述弹丸阻力系数Cx随攻角α的变化,攻角系数K取值范围为13.0 ～ 16.8.在亚音速段和跨音速段,三次函数更适合用来描述升力系数Cy 和俯仰力矩系数Cmz随攻角α的变化,而在超音速段,一次函数和三次函数都适合.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2015(035)004【总页数】5页(P128-132)【关键词】空气阻力特性;数值仿真;尾翼弹;弹道环境;攻角系数【作者】刘荔斌;王雨时;闻泉;张志彪【作者单位】南京理工大学机械工程学院,南京 210094;南京理工大学机械工程学院,南京 210094;南京理工大学机械工程学院,南京 210094;南京理工大学机械工程学院,南京 210094【正文语种】中文【中图分类】TJ43弹箭气动特性参数对于弹丸外弹道特性分析以及引信在该环境下动态特性分析必不可少。
在一定的假设条件下,外弹道学文献给出非零攻角下的弹箭阻力系数为[1]:式中:Cx0为零攻角下的阻力系数,又称零升阻力系数;Ma为马赫数;α为攻角;K为攻角系数,是常数,一般有K=15～30。
而升力系数可写为[1]:式中y和C″y分别为升力系数的一阶导数和二阶导数,也是常数。
俯仰力矩系数表达式与升力系数的类似[1]:式中mz和C″mz分别为俯仰力矩系数的一阶导数和二阶导数,系常数。
计算流体动力学在经过多年发展后,采用大规模并行技术对弹丸外部空气流场进行数值模拟从而得到其各气动特性参数已有可行性。
已有文献通过数值仿真方法系统研究了滑翔增程火箭弹、高速旋转火箭弹、单兵火箭弹、榴弹、迫击炮弹等在一定来流马赫数及攻角范围内的气动特性,为弹丸气动外形方案优选和外弹道特性分析提供参考[2-8]。
一维弹道修正弹气动分析与射程修正控制算法魏志芳;郎田;吴建萍【摘要】为了提高炮弹的射击密集度,以安装有阻力环的一维弹道修正弹为研究对象,研究了阻力环结构对弹丸气动特性的影响情况,及通过控制阻力环打开时刻实现射程修正控制的算法.基于数值模拟方法,通过对相同外露高度和不同安装位置的阻力环结构方案进行外流场数值仿真和气动力参数计算,得出不同模型的增阻情况,为一维弹道修正弹气动外形设计提供参考.应用自编的一维弹道修正弹外弹道计算程序,分析了阻力环打开时刻对修正能力的影响,研究了阻力环打开时刻的计算方法.研究结果可为一维弹道修正炮弹的外弹道设计提供依据.【期刊名称】《弹箭与制导学报》【年(卷),期】2013(033)002【总页数】4页(P98-100,166)【关键词】一维弹道修正弹;气动特性;阻力环;射程修正能力【作者】魏志芳;郎田;吴建萍【作者单位】中北大学机电工程学院,太原030051【正文语种】中文【中图分类】TJ0120 引言一维弹道修正弹的主要工作原理是在炮弹发射时，瞄准比实际目标稍远的一点发射，在炮弹飞行过程中，通过弹道偏差探测装置测量出实际弹道，并与理想弹道进行比较，得出偏差，发出控制指令，在适当的时刻展开炮弹头部引信上的阻力器，以增大炮弹头部的径向面积，从而增大炮弹所受空气阻力，减小射程，接近目标，以达到修正的目的[1－3]。
简单一点说，一维弹道修正弹就是采用“打远修近”的方式进行射程修正。
文中讨论的是火箭增程一维弹道修正炮弹，弹丸发射后火箭助推装置先工作，以增加射程。
当助推结束，通过实时测量弹丸弹道参数，作为弹道初值，计算弹道预计落点，与目标进行比较，解算修正量，控制阻力环打开时刻，增大作用在炮弹上的空气阻力，调整炮弹落点处纵向的位置，实现一维弹道修正的目的。
影响一维弹道修正射程精度最关键的因素是阻力环结构、阻力环打开时刻的准确性与弹道探测的准确度。
1 一维弹道修正弹气动特性分析采用阻力环装置的一维弹道修正弹是在普通旋转弹的头部增加阻力环装置，因此气动力计算包括阻力环未展开前的旋转弹气动力计算和阻力环展开后的气动力计算。
航空器气动特性分析与优化设计航空器的气动特性对于飞行性能和空气动力学稳定性至关重要。
在设计航空器时，必须对其气动特性进行全面的分析和优化，以确保飞行性能、效率和安全性。
本文将探讨航空器气动特性的分析方法和优化设计的一些关键考虑因素。
第一部分：气动特性分析在进行航空器气动特性分析时，需要考虑以下几个关键因素：1. 翼型设计：翼型是航空器气动特性的关键因素之一。
合适的翼型设计可以最大程度地降低气动阻力、提高升力系数和空气动力学稳定性。
分析翼型的气动性能，并根据设计要求进行优化。
2. 迎角效应：迎角是航空器相对于气流方向的角度。
迎角会对升力和阻力系数产生显著影响。
通过分析不同迎角下的气动特性，可以确定最佳的迎角范围和设计要求。
3. 叶片布局：叶片布局对于旋翼飞行器的气动特性具有重要影响。
通过分析不同布局下的气动特性，可以确定最佳的叶片布局方案。
4. 气动力系数：气动力系数是用于描述航空器气动特性的数值参数。
通过实验和计算方法，可以得出升力系数、阻力系数和侧向力系数等重要参数，从而进一步优化设计。
5. 气动布局：航空器的气动布局对于整体气动特性也起着重要作用。
通过优化布局，可以减小湍流和阻力，提高航空器的飞行性能。
第二部分：优化设计在分析了航空器的气动特性之后，可以进行优化设计以改进气动性能。
以下是一些关键考虑因素：1. 最小阻力设计：通过调整翼型、迎角和布局等因素，减小航空器的阻力是优化设计的一个重要目标。
通过优化设计，可以降低能耗、提高速度和飞行效率。
2. 提高升力系数：通过改变翼型和迎角等因素，可以增加航空器的升力系数。
提高升力系数可以帮助航空器在起飞、爬升和滑行等阶段提供更大的升力，提高安全性和飞行性能。
3. 稳定性改进：优化设计还可以通过改善航空器的空气动力学稳定性。
通过调整翼面积、重心位置和机翼末端形状等因素，可以改善航空器的操纵性和稳定性。
4. 减小风阻：在航空器设计中，减小风阻是非常重要的优化目标。
飞行器设计中的气动特性与性能优化在现代科技的快速发展中，飞行器的设计成为了一个充满挑战和创新的领域。
其中，气动特性与性能优化是至关重要的环节，直接影响着飞行器的飞行性能、安全性和经济性。
要理解飞行器设计中的气动特性，首先得明白什么是“气动”。
简单来说，就是空气与飞行器相互作用所产生的各种力和现象。
当飞行器在空气中飞行时，空气会对其产生阻力、升力、侧力等。
而这些力的大小和分布，就决定了飞行器的气动特性。
升力是飞行器能够升空飞行的关键。
它的产生主要依赖于飞行器机翼的形状和姿态。
一般来说，机翼的上表面比较弯曲，下表面相对平坦。
当空气流过时，上表面的气流速度快，压力低；下表面的气流速度慢，压力高。
这种压力差就产生了向上的升力。
为了优化升力特性，设计师们会不断改进机翼的形状，比如采用更加流线型的设计，或者增加机翼的面积和展弦比。
阻力则是影响飞行器飞行速度和燃油消耗的重要因素。
阻力包括摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力等。
摩擦阻力是由于空气与飞行器表面的摩擦产生的；压差阻力则是由于飞行器前后的压力差导致的；诱导阻力则与机翼产生升力时的气流下洗有关。
为了减小阻力，设计师们会尽量让飞行器的表面光滑，减少突出部分，采用合适的翼型和机身形状，以及优化飞行器的整体布局。
除了升力和阻力，飞行器的稳定性和操纵性也是气动特性的重要方面。
稳定性是指飞行器在受到外界干扰后能够自动恢复到原来状态的能力。
比如，纵向稳定性能够保证飞行器在俯仰方向上的稳定，横向稳定性则保证其在滚转方向上的稳定。
操纵性则是指飞行员通过操纵装置改变飞行器姿态和飞行轨迹的难易程度。
良好的气动设计能够使飞行器既具有稳定的飞行特性，又易于操纵。
在飞行器设计中，性能优化是一个持续不断的过程。
这需要综合考虑多个因素，包括飞行任务、飞行速度、飞行高度、载重等。
例如，对于长途客机来说，燃油效率是一个关键指标，因此需要优化机翼和机身的设计，以减小阻力，提高升力，从而降低燃油消耗。
改进型翼型在不同风速下的气动特性分析翼型是固定翼飞行器最关键的组成部分之一，它的气动特性直接影响着固定翼飞行器的性能。
在不同的飞行速度下，翼型受到的气动力和力矩的大小和方向会发生很大的变化。
因此，对于改进型翼型在不同风速下的气动特性进行分析，对于固定翼飞行器的性能改进和设计优化具有重要意义。
一、翼型结构及参数改进型翼型是在传统翼型基础上进行优化和改进，以达到更好的气动特性和性能。
翼型的结构和参数是影响气动特性的重要因素。
常用的翼型参数包括弓度、厚度、对称面与弧线的交点位置和角度、马赫数等。
以NACA 4415翼型为例，其弓度为0.4，厚度为15%，对称面与弧线的交点位于40%处，角度为0度。
与传统翼型相比，改进型翼型根据实际需要和特定要求，可以在这些参数的基础上进行优化和改进，以达到更好的气动特性和性能。
二、气动特性的基本概念在进行改进型翼型的气动特性分析之前，需要先了解气动力学中的一些基本概念。
主要有升力、阻力、升阻比、雷诺数等。
升力是飞行器产生的垂直向上的力，是使飞行器在空中维持升空的主要力量。
阻力则是飞行器前进产生的阻力，是飞行器速度增加所需的动力来源。
升阻比是升力和阻力的比值，是衡量固定翼飞行器动力性能的重要指标。
雷诺数则是描述流体运动状态的无量纲参数。
三、不同风速下翼型气动特性分析1. 低速下的气动特性分析当风速较低时，NACA 4415翼型的升阻比较低，导致起飞和爬升性能较差。
此时，可以通过增加弓度和加厚翼型的方法来提高升阻比。
实验表明，当弓度为0.6时，升阻比可以提高20%以上。
此外，也可以通过改变翼型的后掠角度和前缘底部半径等参数来优化翼型的气动特性。
2. 中速下的气动特性分析当风速处在中速范围内时，翼型的气动特性受到弓度和圆弧控制。
此时，可以通过采用具有较大弓度和较小圆弧的翼型来获得较高的升阻比。
同时，也需要注意翼型的对称面位置和弧线交点位置对气动特性的影响。
3. 高速下的气动特性分析当风速较高时，翼型的气动特性主要受到翼型横向稳定性的影响。
新型飞行器的气动性能分析与优化在现代航空航天领域，新型飞行器的研发始终是科技进步的重要体现。
而其中，气动性能的分析与优化无疑是至关重要的环节，它直接关系到飞行器的飞行效率、稳定性、操控性以及安全性。
首先，让我们来了解一下什么是飞行器的气动性能。
简单来说，就是飞行器在空气中运动时所受到的各种力和力矩，以及由此产生的一系列物理现象。
这些力包括升力、阻力、侧向力等，力矩则有俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩等。
而影响这些力和力矩的因素众多，如飞行器的外形、翼型、表面粗糙度、飞行速度、飞行姿态等等。
为了准确分析新型飞行器的气动性能，研究人员通常会采用多种方法。
风洞试验是其中最为经典和可靠的手段之一。
在风洞中，通过模拟不同的风速和气流条件，可以直接测量飞行器模型所受到的力和力矩，从而获取详细的气动性能数据。
然而，风洞试验也存在一些局限性，比如成本较高、试验周期长，而且对于一些复杂的流动现象可能难以完全模拟。
随着计算机技术的飞速发展，数值模拟方法在飞行器气动性能分析中发挥着越来越重要的作用。
通过建立飞行器的数学模型，利用流体力学的基本方程和相关算法，可以在计算机上对飞行器周围的流场进行仿真计算。
这种方法不仅成本相对较低、效率高，而且能够处理各种复杂的几何形状和流动条件。
但数值模拟也并非完美，其结果的准确性往往依赖于模型的准确性、网格的质量以及算法的可靠性。
在实际的气动性能分析中，通常会将风洞试验和数值模拟相结合，相互验证和补充，以获得更全面和准确的结果。
接下来，我们探讨一下如何对新型飞行器的气动性能进行优化。
优化的目标通常是在满足各种设计要求和约束条件的前提下，尽可能地减小阻力、增加升力，提高飞行器的性能。
外形优化是一个重要的方向。
通过改变飞行器的外形，如机翼的形状、机身的流线型程度等，可以有效地改善气流的流动状态，降低阻力。
例如，采用翼梢小翼可以减小机翼的诱导阻力；优化机身的头部形状可以降低激波阻力。
翼型的选择和优化也对气动性能有着显著的影响。
航空器的气动特性评估与优化方法研究在航空领域，航空器的气动特性是决定其性能、安全性和经济性的关键因素之一。
对于航空器的设计和改进，准确评估其气动特性并采取有效的优化方法至关重要。
气动特性评估的第一步是对气流在航空器周围的流动模式进行分析。
这涉及到对空气动力学基本原理的深刻理解。
空气在流经航空器的表面时，会产生压力分布和摩擦力，从而影响飞行器的升力、阻力和稳定性。
通过理论计算和数值模拟，我们可以初步了解气流的行为。
理论计算通常基于一些简化的数学模型和假设。
例如，薄翼理论可以用来估算机翼的升力和阻力特性，但这种方法在复杂的外形和流动条件下可能存在较大的误差。
数值模拟则是借助计算机软件，通过求解流体动力学方程来模拟气流的流动。
常见的数值方法包括有限体积法、有限元法等。
这些方法能够处理复杂的几何形状和流动现象，但计算量较大，对计算机性能要求较高。
实验研究也是评估气动特性不可或缺的手段。
风洞实验是其中最常见的一种。
在风洞中，航空器模型被放置在高速气流中，通过测量模型表面的压力、速度等参数，可以直接获取气动特性的数据。
在风洞实验中，模型的制作精度和测量仪器的准确性对实验结果的可靠性有着重要影响。
此外，风洞的类型和尺寸也会限制实验的条件和范围。
对于航空器的气动特性优化，有多种方法可供选择。
外形优化是最直接的途径之一。
通过改变航空器的外形，如机翼的形状、机身的轮廓等，可以改善气流的流动，从而提高气动性能。
例如，采用翼梢小翼可以减小机翼的诱导阻力；优化机身的流线型可以降低阻力。
但外形的改变需要综合考虑多个因素，如结构强度、重量、制造工艺等。
另外，主动流动控制技术也是近年来的研究热点。
通过在航空器表面布置诸如微型喷口、等离子体激励器等装置，可以主动地控制气流的流动，实现气动特性的优化。
材料的选择也会对气动特性产生影响。
使用低表面粗糙度的材料可以减小摩擦力，从而降低阻力。
在实际的工程应用中，通常会综合运用多种优化方法。
飞行器的气动特性与性能优化方法研究在人类探索天空和宇宙的征程中，飞行器的发展始终是关键的一环。
而飞行器的气动特性和性能优化方法则是决定其飞行表现和效率的重要因素。
深入研究飞行器的气动特性以及探索有效的性能优化方法，对于提高飞行器的安全性、经济性和实用性具有至关重要的意义。
一、飞行器的气动特性飞行器的气动特性主要包括升力、阻力、稳定性和操纵性等方面。
升力是使飞行器能够克服重力而升空的关键力量。
它的产生源于飞行器机翼上下表面的压力差。
当空气流过机翼时，由于机翼的特殊形状，上表面的气流速度较快，压力较低；下表面的气流速度较慢，压力较高，从而形成了向上的升力。
升力的大小与机翼的形状、面积、迎角以及飞行速度等因素密切相关。
阻力则是阻碍飞行器前进的力量。
它包括摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力等。
摩擦阻力是由于空气与飞行器表面的摩擦产生的；压差阻力是由于飞行器前后的压力差引起的；诱导阻力则与产生升力的机制相关。
减小阻力是提高飞行器性能的重要途径之一。
稳定性是飞行器保持平衡和飞行姿态的能力。
纵向稳定性、横向稳定性和方向稳定性共同决定了飞行器在飞行中的稳定性表现。
如果飞行器的稳定性不足，就容易出现失控和危险情况。
操纵性则关系到飞行员对飞行器的控制能力。
良好的操纵性能够使飞行器迅速、准确地响应飞行员的指令，实现各种飞行动作。
二、影响飞行器气动特性的因素飞行器的外形设计是影响其气动特性的首要因素。
机翼的形状、机身的流线型程度、尾翼的布局等都会对气流的流动产生影响，从而改变升力、阻力等特性。
飞行速度也是一个重要的影响因素。
在不同的速度范围内，空气的流动特性会发生变化，导致飞行器的气动特性有所不同。
例如，在低速飞行时，升力的产生主要依赖于机翼的形状和迎角；而在高速飞行时，空气的压缩性开始变得显著，需要考虑更多复杂的因素。
大气环境同样不可忽视。
大气的温度、湿度、压力和密度等都会对飞行器的气动特性产生影响。
在高海拔地区，由于大气稀薄，飞行器的升力和发动机性能都会受到一定程度的削弱。
火箭导弹的气动外形设计与减阻技术研究导言：火箭导弹作为一种重要的军事武器，其性能与作战效果直接关系到国家安全与军事实力。
而气动外形设计和减阻技术是火箭导弹研制过程中的关键环节之一。
本文将探讨火箭导弹的气动外形设计原则和减阻技术的研究现状，并分析其对导弹性能的影响。
一、气动外形设计原则火箭导弹的气动外形设计是为了减小气动阻力，提高导弹的飞行速度和射程。
为此，设计者需要充分了解导弹在飞行过程中的气动特性，并在设计中遵循一些原则。
首先，导弹的外形应尽可能地减小气动阻力。
为此，设计者可以采用流线型的外形，减少空气流经导弹表面时的阻力。
同时，导弹的头部和尾部也要进行优化设计，以减少尾迹产生的阻力。
其次，导弹的外形应具备一定的稳定性。
在飞行过程中，导弹可能会受到各种气流干扰，因此需要设计合适的稳定装置来保持导弹的稳定飞行。
例如，可以在导弹尾部设置尾翼或者稳定翼，来稳定导弹的姿态。
再次，导弹的外形应具备一定的机动性。
在作战中，导弹可能需要进行机动飞行，因此导弹的外形设计要考虑到机动性的需求。
设计者可以采用变几何结构或者舵面控制来改变导弹的飞行姿态。
最后，导弹的外形应符合实际制造的要求。
在设计中需要考虑到导弹的制造工艺和成本限制，以及导弹的可靠性和维修性等方面的因素。
二、减阻技术的研究现状减阻技术是指通过改变导弹的气动外形，减小导弹与空气之间的阻力，提高导弹的飞行性能和射程。
目前，有一些常用的减阻技术被广泛研究和应用。
首先，减阻技术可以通过改变导弹的外形来减小阻力。
例如，采用流线型的外形和锥形头部可以减小导弹的阻力，提高导弹的飞行速度。
此外，还可以通过改变导弹的机翼形状和尾翼设计来降低阻力。
其次，减阻技术可以通过优化导弹的表面性状来减小阻力。
例如，导弹表面的光滑度、粗糙度和涂层等都会对导弹的阻力产生影响。
研究者可以通过涂层技术和表面处理技术来优化导弹的表面性状，减小阻力。
再次，减阻技术可以通过改变导弹的尾迹特性来减小阻力。
无控火箭弹气动外形优化设计
胡圣远;苗瑞生;吴甲生
【期刊名称】《弹道学报》
【年(卷),期】1992(000)004
【摘要】以减小无控火箭弹方向散布为主要目标,建立了火箭弹气动外形优化设计数学模型.给出了相应的计算方法,编制了计算机程序.以某尾翼式火箭弹为例验证了模型的精度和程序的可靠性.
【总页数】4页(P29-32)
【作者】胡圣远;苗瑞生;吴甲生
【作者单位】[1]国防科工委情报所;[2]北京理工大学;[3]北京理工大学
【正文语种】中文
【中图分类】TJ012-55
【相关文献】
1.考虑边界层转捩的复杂外形火箭弹气动热计算 [J], 章辉;张向洪
2.有控无控有翼无翼武器气动力特性计算 [J], 姚永兴;李凯
3.考虑边界层转捩的复杂外形火箭弹气动热计算 [J], 章辉;张向洪;
4.某火箭弹标准外形引信气动加热计算 [J], 李福松;马旭辉;徐敏;刘增辉
5.气动外形对火箭弹弹道特性影响的数值模拟研究 [J], 徐永杰;王志军;吴国东;尹建平;董方栋
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
火箭弹卷弧尾翼结构优化设计
薛松海;杨树兴;赵良玉
【期刊名称】《固体火箭技术》
【年(卷),期】2009(032)005
【摘要】为使火箭弹卷弧尾翼在承受特定气动载荷情况下的自身结构质量最小,对其进行了结构优化设计.以包括尾翼弦长、厚度、前缘后掠角等在内的6个几何参数作为设计变量,对应的强度和变形量为约束,以有限元法为分析工具,以非线性规划为搜索算法在整个设计空间里进行优化计算,取得了较好结果,卷弧翼减重效果明显.随后对优化结果进行权重分析,得到了对优化目标和约束影响较大的设计变量,分别是卷弧的圆心角和翼片厚度.最后,讨论了包括气动优化在内的进一步研究方向.【总页数】4页(P478-481)
【作者】薛松海;杨树兴;赵良玉
【作者单位】北京理工大学,宇航科学技术学院,北京,100081;北京理工大学,宇航科学技术学院,北京,100081;北京理工大学,宇航科学技术学院,北京,100081
【正文语种】中文
【中图分类】TJ765.1
【相关文献】
1.大长径比卷弧尾翼火箭弹气动特性数值研究 [J], 谢志敏;杨树兴;陈伟
2.卷弧尾翼火箭弹侧向气动特性数值计算 [J], 谢志敏;杨树兴;陈伟
3.火箭弹卷弧尾翼的轻量化研究 [J], 夏倩倩;乐贵高;马大为
4.火箭弹尾翼结构的Isight/ANSYS优化设计 [J], 石运国;魏发远;唐其琴;胡盛勇
5.基于iSIGHT卷弧尾翼结构优化设计研究 [J], 薛松海;杨树兴;张国庆;赵良玉因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
弹箭尾翼气动减阻方法研究
杨宝清;张龙;姚新涛;肖阳
【期刊名称】《火炮发射与控制学报》
【年(卷),期】2024(45)2
【摘要】为了增大尾翼弹弹道射程和打击范围,利用气动仿真与外弹道仿真计算相结合,分析了尾翼后掠角和斜切角对气动特性和弹道特性的影响。
针对某六尾尾翼弹,利用气动仿真分析了后掠角和尾翼斜切角对阻力、升力、静稳定性和弹道特性的影响。
仿真结果表明,尾翼产生的阻力占比较大,在一定范围内加大尾翼后掠角可有效减阻。
当尾翼斜切角较小时,增大后掠角提高升力和静稳定性;当尾翼斜切角较大时,增大后掠角不一定可以提高升力和静稳定性。
综合设计尾翼斜切角和后掠角以达到减阻效果时,需考虑尾翼前缘面积和迎风面与来流夹角。
算例结果表明:40°尾翼后掠角和10°尾翼斜切角组合优化的条件下,阻力减小到原来的60%,最大射高提高了30%,射程提高了40%。
【总页数】8页(P85-92)
【作者】杨宝清;张龙;姚新涛;肖阳
【作者单位】西北机电工程研究所;93428部队
【正文语种】中文
【中图分类】TJ011
【相关文献】
1.低速旋转尾翼式弹箭气动特性数值研究
2.尾翼倾斜角对旋转弹箭气动特性影响
3.基于数值虚拟飞行的自旋尾翼鸭式布局弹箭动态气动特性研究
4.弧形尾翼对弹箭气动特性影响研究
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
