基于工程和数值方法的导弹气动特性计算

导弹气动特性对导弹设计及使用具有重大意义,气动特性的确定是弹道计算、控制参数的选择和结构强度设计的原始依据,其优劣直接影响导弹的飞行性能。针对某型导弹风洞模型,采用一般工程计算方法及FLUENT软件,分别从工程与数值两个方面对其在亚声速条件下的气动特性进行研究,然后将计算所得的主要气动力系数与风洞实验结果进行对比,从而对不同计算方法的精度进行评价。结果表明,二者所计算的气动参数在一定范围内满足工程设计的精度要求,能较为准确地反映导弹的气动特性。     

低速风洞内部流场数值模拟

以上海交通大学在建的多功能低速风洞为研究对象,针对其设计上的独特性,采用CFD方法首次实现对风洞内部流场的整体数值模拟,风扇段流场利用MRF模型处理,数值模拟中计及了阻尼网的整流效果。同经验设计法的气动设计结果进行对比发现,数值模拟得到的流量与设计流量差距很小,压力损失在一定程度上较为吻合。数值模拟揭示了风洞内部存在的流动分离现象,为提高风洞的气动性能提供了改进方向。对风洞同轴度下降引起的流场品质变化进行了分析,结果表明微小同轴度偏差对流场品质的影响不大。     

2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验技术研究

风洞虚拟飞行试验(WTBVFT)技术是在风洞环境中对飞行器机动运动最逼真模拟的物理过程,它不仅可以更加有效模拟飞行器的机动运动过程、获取气动/运动耦合特性和揭示气动/运动耦合机理,而且能够实现气动/飞行力学集成的相容性研究。鉴于此,简要介绍了2.4 m跨声速WTBVFT技术,包括:相似准则和模拟方法、试验模型支撑技术、气动/运动参数测试技术和操纵控制技术等,并开展了典型导弹模型开环控制、姿态角闭环控制、加速度闭环控制、俯仰/滚转耦合与解耦控制以及靶试弹道验证等WTBVFT。研究结果表明:WTBVFT系统运动灵活,气动参数和运动参数测量结果准确可靠,能够有效模拟导弹实际飞行过程,具备闭环控制与耦合运动解耦控制的试验模拟能力,初步形成了气动/飞行力学一体化试验研究能力。同时,该研究也为开展控制方法优化与验证、数据修正与应用以及发展复杂构型的WTBVFT奠定了技术基础。     

高机动导弹气动／运动／控制耦合的风洞虚拟飞行试验技术

解决先进飞行器大迎角高机动飞行时的气动／运动非线性耦合问题,需要发展基于非线性理论的风洞试验技术,即风洞虚拟飞行试验技术。该试验能够实现较为逼真的模拟飞行器机动运动过程,气动和运动参数的实时同步测量,以及飞行控制律的集成验证与优化,从而达到探索气动／运动耦合特性和机理的目的。本文介绍了风洞虚拟飞行试验的模拟方法、关键技术及其解决措施,并针对典型导弹模型开展了虚拟飞行验证试验。试验结果表明：目前已经初步具备适用于导弹模型跨声速气动／运动／飞行控制一体化研究的风洞虚拟飞行试验能力。     

高超声速二元进气道脉冲起动双波结构的理论与数值研究

为了研究高超声速进气道的脉冲起动特性,对二元高超声速进气道在脉冲风洞中流场建立过程进行了数值模拟,并根据运动激波关系式建立了双波结构数学模型,分析了进气道脉冲起动过程中双波结构的产生及传播过程。研究表明通过理论计算得到的双波结构气动参数与仿真结果基本一致。结合仿真发现进气道脉冲起动过程流场的主要特征包括:运动激波与斜激波相交、激波/边界层相互干扰以及分离包的空间位置和自身体积变化、进气道自起动过程等。另外结合双波结构计算模型,通过仿真研究了影响双波结构流动参数及影响进气道脉冲起动特性的因素,发现初始条件影响进气道的脉冲起动特性主要是通过改变双波结构的强度实现的。      

数值模拟模型尺度与来流条件对实验数据的影响

采用商业计算软件CFD-Fastran,数值模拟了高超声速一体化飞行器在真实飞行以及风洞实验来流条件下的流场,通过对壁面压力与摩擦力进行积分,得到全机的阻力系数、升力系数以及俯仰力矩系数。对不同来流条件以及模型缩比尺度的气动数据相关性进行研究,其中风洞来流条件的马赫数与静压与真实飞行条件相同,但总焓以及模型尺度不同。数值模拟结果揭示了风洞来流条件以及模型缩比尺度对飞行器整体气动性能的影响,表明发动机内流道摩阻系数计算结果的不同是发动机通流状态下全尺寸模型与缩比模型的阻力系数不同的主要原因。该结果为风洞实验数据的修正提供了参考。     

三元收缩段优化设计研究

本文以某低速风洞收缩段为例，对收缩段设计方案的数值计算结果进行了综合分析。文中给出了数值计算结果、分析过程以及典型算例，并给出了该风洞收缩段最佳的气动设计方案，分析了几种常用收缩曲线的特点，同时给出了低速风洞收缩段气动设计的优化过程和可行的方法。结果表明，本文提出的优化设计方法是风洞三元收缩段气动设计较好的有效的气动设计手段。     

大攻角侧向多喷干扰流场特性数值模拟

采用计算流体力学(CFD)方法研究了大攻角状态下侧向多喷口干扰复杂流场对导弹气动特性的影响。首先通过喷流标模和大长细比导弹模型的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)数值模拟,分别验证了所采用的仿真方法对喷流干扰流场和导弹大攻角流动求解的能力;其次采用RANS方程组对大攻角状态侧向多喷干扰流场进行了数值模拟,表明攻角与喷口数量对导弹气动载荷分布产生较大的影响;然后通过对比分析有/无喷流时法向力系数沿导弹轴向的分布,以及流场结构,揭示了不同攻角时喷流干扰流场对导弹气动特性影响的流动机理;最后给出了侧向喷流对导弹建立攻角时间影响的初步分析,表明与采用单独气动舵进行姿态控制相比,在10 km高度采用侧向喷流直接力控制不能提高导弹的快速性。     

跨超声速风洞大开角段设计技术研究

跨超声速风洞大开角段设计技术研究对于提高大开角段的安全性能与改进稳定段入口气流质量有着重大意义.由于影响大开角段性能的参数较多,完全通过试验方法进行设计的成本过高.本文通过数值模拟方法,结合适当的边界条件,对不同参数的大开角段进行了模拟,从数值模拟的结果可以看到,孔板开孔率和扩开角对大开角段性能有显著影响,通过比较得出了较为合理的参数匹配.这表明本文所用的方法用于大开角段气动设计是可行的,这为数值模拟方法应用于风洞部段气动设计创造了一定的条件.     

大后掠机翼外侧翼下导弹气动特性分析

位于大后掠翼战斗机机翼下的导弹,在飞行中受到的气动载荷,会对结构疲劳特性产生显著影响。为了研究导弹的气动载荷,建立了某型战斗机挂载导弹的气动仿真模型,设计了 3种导弹构型,分别为带前后弹翼导弹、只带后弹翼的导弹与只有弹体不带弹翼的导弹。对飞机翼下挂载 3种不同构型的导弹进行了气动特性的数值模拟与分析,并对比了导弹的气动载荷分布规律。计算结果表明:位于大后掠机翼下方的导弹,由于机翼下方的洗流作用,会受到较大的气动载荷,导弹的气动载荷以侧力和滚转及偏转力矩为主要分量；滚转力矩的方向会导致导弹与发射装置连接处靠近飞机对称面一侧受力较大,容易降低疲劳寿命；导弹的气动载荷主要由后弹翼产生,可在设计弹翼时适当减小后弹翼的面积,从而降低战斗机后掠翼洗流对翼下挂载导弹气动特性的影响。     

导弹气动特性在亚跨音速下的风洞试验研究

在导弹的设计过程中,导弹的气动特性作为重要因素直接影响导弹飞行的动态品质。在亚跨音速段气动特性呈现剧烈非线性的情况下,工程估算以及CFD数值计算方法所能提供的气动计算精度有限,导致对舵效特性的辨识精度较低,需要进一步采用风洞试验的方法精确计算气动参数,进而确定导弹的舵效。本文应用风洞试验方法研究导弹飞行马赫数在亚跨音速段对导弹气动特性的影响。研究结果表明：亚音速时导弹的气动特性基本一致,跨音速时发生剧烈的非线性变化;导弹的俯仰舵效先增加后减小,滚转舵效先减小后增大。结论对导弹控制律的设计以及后续的工程型号研制有参考价值。     

亚跨声速风洞机弹干扰试验技术

介绍了一种利用小尺寸风洞进行亚跨声速挂弹/载机干扰试验的试验技术,该试验技术是在小尺寸风洞内进行挂弹/载机局部干扰试验,可以测量挂弹投放过程中作用于挂弹及其折叠尾翼上的气动力和舵效率。为验证该试验技术,选取了某空射型导弹进行了挂机干扰试验验证,试验前对局部干扰流场和完整干扰流场进行了数值计算,计算结果表明局部干扰流场与完整干扰流场流态基本一致。试验结果表明,小风洞对局部流场的模拟可以取得合理的试验结果,该试验技术具有可行性。     

窄条翼导弹俯仰机动中滚转失稳及其控制过程

窄条翼布局导弹通常具有复杂的横向气动特性,在大迎角飞行及快速机动中很容易诱发出现滚转非指令偏离和连续振荡,可能导致飞行失控,影响落点精度。为了研究窄条翼导弹俯仰快速机动对滚转失稳的诱发过程及滚转失稳对俯仰机动控制效果的影响,并验证三通道解耦控制方法的有效性,针对典型俯仰机动过程,分别利用2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验平台和耦合气动/运动/控制的一体化数值计算方法开展了相关研究。结果表明,风洞试验和数值模拟均成功预测了俯仰拉起和保持过程中的滚转自激失稳运动及其引起的纵、横向耦合运动,针对该机动过程,三通道解耦控制方法能够有效抑制滚转运动,保持姿态稳定。     

栅格翼外形特征对减阻影响的研究

栅格翼相对平板翼有其独特的优越性,对其气动特性进行优化很有必要。采用风洞实验和数值计算的方法,分别对不同翼弦格宽比的栅格翼及不同后掠方式的栅格翼进行了研究,风洞实验结果显示,栅格翼的翼弦格宽比存在一个气动性能的最佳值,使得升阻比最大;数值计算结果证明栅格翼前缘局部后掠能有效减小波阻,是一种新的减小栅格翼阻力的方式。     

大飞机缝翼滑轨影响研究

通过数值模拟和风洞实验两种手段研究了大飞机缝翼滑轨对飞机气动性能的影响.分析了缝翼滑轨对缝道和机翼表面流动分布的影响,获得了缝翼滑轨参数对飞机气动性能的影响规律.数值模拟结果表明:缝翼滑轨对缝道内的流动形成了阻塞,改变了机翼表面的流动形态,减小了机翼附面层流动速度,降低了飞机的失速性能.实验结果表明:通过减小滑轨宽度、减少滑轨数量、采用圆形截面滑轨和滑轨外弯等能够有效降低滑轨影响,改善飞机失速性能;滑轨参数对小尺度模型实验结果的影响尤为显著.研究结果为3m量级和8m量级风洞缝翼滑轨模型设计提供了参考.     

吸气式导弹气动力预计方法研究

有攻角条件下在二元进气道壳体的尖锐棱角上会产生脱体涡,使壳体升力增长,导致进气道壳体的升力大于将壳体压扁后形成的小展弦比薄翼的升力。二元进气道阻力对全弹阻力有很大贡献,通气状态下则存在复杂的内外流干扰导致难于计算。本文基于风洞实验数据库和CFD数值计算解,发展了一种可计算带二元进气道吸气式导弹气动力的计算方法,获得了与实验数据吻合很好的计算结果,该方法可用于此类导弹的选型设计。     

锥导乘波构型设计、优化与分析

乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求。在锥导乘波构型参数化设计的基础上,采用工程估算和计算流体力学相结合的方法,通过正交试验设计分析了不同参数对目标影响的敏感性,合理选择设计参数优化区间,应用改进的多目标遗传算法对乘波构型进行了优化设计,针对优化外形开展了气动性能的数值模拟研究,并在高超声速炮风洞中完成了缩比模型的验证性实验。结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合。研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考。     

声学风洞风扇段流场特性数值模拟

风扇段是声学风洞的核心部段之一,风扇气动性能和声学性能对风洞的能耗与试验段背景噪声有重要影响。为了获得静叶构型的优化设计参数,采用数值模拟方法,对0.55m×0.4m低湍流度航空声学风洞风扇段的流场特性进行了研究,根据叶片的流动现象,分析了风扇段内部的工作形态,并将其性能与试验数据进行了对比,结果证明该方法能对风扇段性能进行较为准确的模拟。采用该方法得到了动静叶间距、静叶后掠、静叶倾斜对风扇气动性能、流场形态和噪声的影响,静叶后掠对气动性能的影响较小,有助于减小出口的旋转速度,增大动静叶间距对气动性能的影响较大,会增大出口的旋转速度,而静叶倾斜是最适宜的降噪方式。