搜索结果: 1-15 共查到“火炮、自动武器与弹药工程 有翼”相关记录24条 . 查询时间(0.14 秒)
建立了“拍动+内折叠+外折叠+扭转”的三段式扑翼模型，运用流体仿真软件XFlow进行低雷诺数下的气动仿真，获得了折叠角个数，外折叠角折叠位置、内外折叠角幅值、机身迎角等因素对扑翼飞行器气动特性的影响。研究发现内折叠角是升力和推力改变的主要因素，而外折叠角对升力有小幅增益，对推力几乎无影响。为扑翼飞行器的进一步研究提供理论支持。
建立了包含鸟类尾翼扑动和滚转的动力学模型，引入柔性变形度并给出气动特性的计算方法，分析了形状、角度和材料3个主要因素对尾翼动力学性能的影响规律，结合XFlow仿真结果进行分析。结果显示，扇形和燕尾形有更大的俯仰力矩和偏航力矩；尾翼所受力和力矩随张开角度增大而增大，随柔性变形度增大而减小；张开角度和柔性变形度的变化对燕尾形尾翼的影响大于对扇形尾翼的影响；XFlow仿真结果与模型计算结果的变化规律一致...
无翼喷气悬浮子弹药动力特性研究
悬浮子弹药 喷管 工作压强 推力
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2019/11/11
提出了一种无翼喷气悬浮子弹药，分别利用ANASY ICEM CFD和FLUENT对子弹药喷管流场进行了建模和流场仿真。通过对其动力学特性的研究，得到了影响其悬浮能力的相关因子，解得了工作压强、喷管尺寸等参数与推力的关系，给出了推进剂参数应该满足的条件，证明了该技术的可行性。
非对称变弹翼高速导弹气动特性计算与分析
非对称变弹翼 Missile Datcom 气动特性 滚转运动
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2017/11/8
通过不对称旋转左右弹翼的后掠角实现弹翼的不对称变化，利用飞行器快速计算软件Missile Datcom计算不同条件下导弹的气动参数。基于气动数据分析了后掠角非对称变化对升力、阻力、俯仰力矩及滚转力矩等气动特性的影响。通过分析可知，弹翼的不对称变形可显著的改变滚转力矩系数，将不对称变形的弹翼作为辅助控制机构，控制导弹的滚转运动，提高滚转运动的准确性和快速性。
Draganfly四旋翼微型飞行器
Draganfly 四旋翼微型飞行器
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2014/12/8
早在1907年，法国人布勒盖特·瑞切（Bréguet Richet）所发明的世界第一架有人架势四旋翼飞行器“Gyropl ane No.I”就已能升上天空。但由于构造复杂、飞行员不易操纵 等原因，四旋翼飞行器的发展并非一帆风顺。近年来，随着 新材料、微机电、微小型飞行控制等技术的进步，微小型多 旋翼无人飞行器逐渐成为迅速发展的重点。
为了对弹翼这类典型结构在低、中超音速（Ma<5）飞行状态下的气动热弹性问题进行校核分析；首先对前缘驻点、层流区和紊流区分别进行气动加热计算，得到弹翼蒙皮表面的温度分布曲线；其次，将壁温作为弹翼结构温度场表面边界条件，用通用有限元软件计算得到弹翼结构的温度场；最后，运用耦合场分析模块中的序贯耦合解法得到弹翼结构的热应力场，热应变场和热位移场；对飞行马赫数为3时的弹翼结构进行气动热弹性分析，得到如下结...
为了达到无需火箭辅助而增大射程，对国外采用弹体斜翼／尾翼的方式增加弹药射程的方案进行了介绍；该设计方案具有智能舵机控制，制导弹药从超音速、音速，到亚音速的整个滑行阶段，均将保持最大升阻比；为了分析超音速与音速滑行阶段内给定的马赫数与攻角时不同斜翼的最佳后掠角状态，利用重叠网格法进行了系统的纳维－斯托克斯方程计算，通过对斜翼的最优配置设计，无需火箭助推便可使弹药达到１００ｎｍｉｌｅ的目标射程。
一个含绝对值函数四翼混沌系统的设计与实现
混沌系统 Ｌｙａｐｕｎｏｖ指数 切换
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2013/11/23
在三维混沌系统的基础上，采用增加绝对值线性控制项的方法，构建了一个新的四翼混沌系统，分析了该系统的对称性、耗散性及吸引子的存在性以及平衡点的性质，设计了实现四翼混沌系统的电路并进行了电路实验，实验结果与仿真结果一致。
一种变后掠翼导弹弹道快速优化方法
导弹 变后掠翼 弹道优化 Radau伪谱法
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2014/4/16
变后掠翼导弹弹道优化问题是一个复杂的多变量优化问题；为了获得变后掠翼导弹飞行弹道，利用Radau伪谱法求解了同时满足路径约束和终端约束条件下的射程最远弹道轨迹；选取后掠角和攻角作为优化控制变量，并通过采取一系列实时性保证策略提高算法的计算效率；仿真结果表明：该方法能够快速优化出满足性能指标和约束条件的弹道轨迹；研究结果可为变后掠翼导弹在线重构的实现提供有益参考。
折叠弹翼的展开性能关系着导弹发射后能否正常飞行。以某导弹的折叠弹翼为研究对象，对其展开过程 进行仿真分析。根据其结构和工作原理，在Adams 多体动力学软件中建立仿真模型，仿真其在不同作动力曲线下的 展开过程，得到弹翼展开角度、角速度、动能曲线和弹翼与锁定销之间的碰撞力曲线，并对弹翼展开过程中的性能 进行检验。仿真结果表明：弹翼能迅速展开到位，并能准确定位、可靠锁定，展开过程中各部件之间不会相互干...
文中通过对现有火箭弹增程技术方案的分析,指出其存在的局限性和不足,提出可控式折叠翼技术的火箭弹增程方案,对实施新方案后的相关性能参数作了定性分析,同时给出相应的弹道规划设计,针对可控式折叠弹翼的相关结构设计工作,提出具体的设计思路和注意事项,并介绍了可控式折叠弹翼用地面试验设备的设计方案,为火箭弹性能的进一步完善提供了新的途径。
为获得S-S型双翼末敏弹最佳尾翼气动外形,基于计算流体力学和正交试验方法,以S-S型末敏弹模型的气动参数为源数据,对尾翼弯折面积和弯折角两因素组合进行优化设计,得到了此类型末敏弹尾翼参数对气动特性影响的主次关系,并提出了满足最大阻力系数和最大极阻尼力矩系数的末敏弹尾翼结构。结果表明:优化所得气动结构比优化前模型阻力系数提高7. 11%,极阻尼力矩系数提高15. 77%。高塔自由飞行试验结果显示:优...
波音公司研制的有翼联合直接攻击弹药（JDAM）六月份在美国一个试验场内完成风洞试验。这种版本的JDAM拥有40英里的射程，是原来武器系统滑翔距离的三倍。这次试验使得有翼JDAM弹药进一步接近定型生产阶段。
文中通过数值计算和风洞试验相结合的方法研究卷弧翼不同安装方式滚转力矩特性的差异，为转速设计提供依据。通过研究得到以下结论：数值计算和风洞试验得出的滚转特性规律一致，验证了计算分析结论的可靠性；两种方法均再现了卷弧翼的自身诱导滚转现象，且在跨音速出现滚转换向。文中提出的两种对装形式均能消除卷弧翼自身诱导的滚转效应，利于导弹转速设计。