为研究某六尾翼火箭弹的气动特性,对火箭弹进行了建模以及数值仿真,对比了风洞实验数据,验证了数值方法的可靠性。分析了火箭弹在不同攻角下流场的压力分布,得出了火箭弹阻力系数与攻角的关系。通过旋转坐标系模型模拟火箭弹的定常旋转,对火箭弹在不同转速下的翼面压力分布进行了分析,得出了火箭弹的转速与滚转力矩系数的关系。再采用相同的方法分析了火箭弹平衡转速与马赫数之间的关系。结果表明:在非旋转条件下,火箭弹的阻力系数在小攻角时随着攻角的增加而线性增加;在旋转条件下,火箭弹的滚转力矩系数随着转速的增加而线性减少;火箭弹平衡转速随着马赫数的增加而增加,基本处于线性递增的关系。

针对尾翼结构对大长径比火箭弹外流场的影响,建立3种翼型火箭弹的3维简化模型。在保证3种尾翼都能折叠到弹径尺寸的前提下,对3种翼型火箭弹进行数值模拟,分析对比不同尾翼结构尾翼火箭弹的气动特性差异,并验证了文中所采用数值计算方法的可行性。结果表明增加卷弧翼数量会使弹箭的阻力系数增加,并使俯仰力矩系数增大,弹箭的稳定性提高;相同尾翼数量的卷弧翼比平板尾翼的升力系数高,飞行过程中卷弧翼能产生更大的升力;平板尾翼的侧向力矩系数绝对值比卷弧翼低。

为提高尾翼弹射击精度,对高速箭弹滚转气动特性进行研究。建立火箭弹简化模型,对不同翼片斜置角的火箭弹进行数值模拟,采用有限体积法对空间进行离散,通过多参考系模型模拟火箭弹的定常旋转,得出火箭弹的滚转阻尼力矩导数和平衡转速,并分别对有、无旋转条件下的气动特性进行分析。计算结果表明:火箭弹升力系数随攻角的增大而增大,随翼片斜置角的增大变化不大;滚转阻尼力矩导数在高空时会骤减,平衡转速随着马赫数的增大而增大。

对高压、高转速旋转条件下的间隙密封特性的试验方法进行理论分析，设计一种可对高压、高转速条件下的黏性流体在微小间隙中泄漏特性进行系统测量的综合性试验平台，并利用该试验平台系统研究密封柱直径、密封柱长度、密封间隙、密封腔压力、转动速度及润滑油黏度的影响。试验结果表明各项参数对泄漏量会产生不同程度的影响，且在不超过规定泄漏量的前提下，间隙密封是一种有效的密封方式，该试验台为高速旋转系统密封方式设计和改进提供了可靠的试验手段与方法。