考虑多种物理效应的钝锥俯仰稳定性参数影响分析

首先采用二阶ROE格式计算了非定常NS方程下高超声速钝锥体的俯仰阻尼导数,通过与文献中内伏牛顿法和实验结果对比验证了本文所采用非定常计算方法的正确性.同时采用二阶ROE格式及双时间步长、刚性旋转动网格技术等,数值分析了NS方程计算条件下高空高马赫数钝锥体模型的强迫振动非定常流场特征,并运用最小二乘法辨识出其俯仰静稳定性导数与俯仰阻尼导数.通过计算结果对比分析了不同高度(含稀薄气体效应)、Maxwell滑移边界条件及五组元化学非平衡模型对钝锥体模型非定常流动特征及静、动导数的影响.结果分析表明,本文所计算的钝锥模型在所假设强迫振动下的俯仰稳定性参数随高度变化剧烈,且考虑滑移边界条件与化学反应会使得俯仰力矩迟滞曲线形态发生较大程度改变.准确计算高空、高马赫数条件下飞行器俯仰阻尼导数应考虑化学非平衡效应和稀薄气体效应的影响,是否考虑这些物理效应会关系到飞行器静、动稳定的程度.     

基于刚性动网格技术的动导数数值模拟

基于刚性动网格技术,建立了俯仰动导数的非定常数值计算方法.首先使用小幅度强迫俯仰振荡方法求解俯仰组合动导数,然后利用小幅度强迫升沉振荡方法求解洗流时差导数,通过两者相减即可得到俯仰阻尼导数.利用国际动导数标准模型Finner导弹进行算例验证,计算得到的俯仰组合动导数与试验值误差为2.76%,洗流时差导数值约为俯仰阻尼导数的11.5%,与文献的结果一致.结论表明:动导数单独模拟方法具有较好的工程实用价值,且可以推广到横向以及航向的动导数数值模拟.      

某型导弹动导数风洞试验和数值模拟

动导数的精确预测对于弹箭类武器的成功研制至关重要。以某型导弹动态特性的研究为对象,在FD06风洞中采用自由振动法完成动态特性试验,获取该型导弹俯仰和滚转两个方向的典型振幅衰减曲线和动导数结果;针对该型导弹,基于双时间推进法数值求解非定常N-S方程和强迫运动方程,获取该型导弹俯仰动导数和滚转动导数。结果表明:CFD计算结果与风洞试验结果有较好的一致性;在给定马赫数和攻角下CFD数值模拟结果可以为后续工程型号研制提供参考。     

典型超声速/高超声速动导数计算方法研究

以当地流活塞理论为基础完成超声速/高超声速动导数计算公式推导,发展了一种高效的动导数计算方法.选取1个超声速、2个高超声速动导数算例标模,计算了超声速/高超声速下飞行器动导数变化规律.研究结果表明:BFM超声速流动算例的俯仰组合动导数绝对值随马赫数的增大而减小,计算重心位置后移亦会导致俯仰组合动导数绝对值减小,纵向动稳定性降低;在0° ～20°迎角范围内,高超声速流动中的尖锥和钝头旋成体俯仰组合动导数绝对值随迎角的增大而增大,纵向动稳定性增强;所提方法计算时间约为双时间动导数计算方法的1/27.     

基于CFD数值仿真技术的飞行器动导数计算

为了研究表征飞行器动态稳定特性的动导数,结合计算流体力学方法,基于滑移网格技术,采用小幅度强迫振动法和差分法两种非定常方法,推导了俯仰组合动导数以及滚转阻尼导数的计算表达式,并结合多参考系模型采用准定常方法计算滚转阻尼导数。建立了基于计算流体力学技术的飞行器动导数计算方法。对国际动导数标模Finner导弹进行了计算验证。两种非定常方法对俯仰组合动导数的计算误差分别为0.65%、6.13%,对滚转阻尼导数的计算误差分别为2.5%、0.06%。求解滚转阻尼的准定常方法对于滚转阻尼导数的计算误差为2.67%。三种方法的计算结果与风洞试验结果吻合的很好。非定常方法计算精度高,准定常方法可以快捷迅速得到结果。本文的数值方法不仅适用于超声速,同样可以用于亚、跨声速时的动导数计算。     

一种近空间高超声速飞行器滚转稳定性研究

研究近空间高升阻比构型高超声速飞行器面临的复杂稳定性问题,对其机动飞行安全和操控具有重要意义。为此,通过静、动态风洞试验和数值模拟,开展了类HTV-2飞行器布局典型马赫数和迎角下,滚转方向静稳定性、单自由度和两自由度俯仰/滚转耦合运动动稳定性研究。结果表明：飞行器滚转方向为静稳定;自由振动的滚转单自由度运动为衰减振动曲线,动导数为负值,表现为动稳定;强迫俯仰/自由滚转两自由度耦合运动情况下,由于惯性力矩和非对称滚转力矩共同作用,导致滚转出现振幅周期性变化的极限环运动,甚至失稳发散。     

基于CFD的动导数计算与减缩频率影响分析

以CFD流场与气动力计算为基础,分别利用小幅度强迫振动模式和差分两种方法推导了飞行器的纵向组合动导数计算表达式;建立了基于CFD技术的飞行器动导数计算方法;以国际标模Finner导弹为例,利用所推导的两种方法进行该导弹的动导数计算,重点分析了减缩频率对动导数计算的影响,提出了利用CFD方法开展动导数计算时减缩频率的选择...     

基于阶跃响应的飞行器单独静、动导数数值求解方法

基于阶跃响应方法,结合刚性动网格技术,对飞行器的单独静、动导数的精细化数值计算进行了研究.以纵向为例,通过给物面施加恒定附加攻角,求解得到阶跃响应运动过程的非定常气动力,求导得到静导数.同样给物面施加恒定的俯仰角速度,并同时强迫物面平动以抵消俯仰转动产生的附加攻角影响,可由非定常气动力求导得到动导数值.分别利用NACA0012翼型和三维SACCON飞翼无人机进行了计算验证,各攻角下的静、动导数值与文献、试验结果吻合得很好,最大误差不超过5%.结论表明:基于阶跃响应的单独静、动导数直接模拟方法计算耗时仅为传统强迫振动方法的21%,效率相对较高,且可推广到横航向的动导数计算,为飞行器的稳定性研究提供参考.      

基于CFD的带控制舵导弹的动导数计算

介绍了基于计算流体动力学(CFD)的阻尼导数预测方法以及其在复杂带控制舵导弹外形的俯仰/滚转阻尼导数预测中的应用.方法采用求解三维非定常ALE(arbitrary Lagrangian-Eulerian)形式RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方程加湍流模型的方法得到模型强迫运动的气动力时间历程,再通过绕模型非定常运动过程得到的气动力迟滞曲线计算得到俯仰及滚转阻尼导数.为了验证采用数值方法的正确性,针对基本带翼导弹外形,采用强迫模型按正弦形式振动,计算得到了超声速范围内马赫数从1.5到2.5的俯仰及滚转稳定性参数,通过与风洞试验及弹道数据结果的比较发现,两者吻合较好.      

飞行器大迎角下俯仰静、动导数的数值计算

 采用一种适用于非定常流动计算的逐次超松弛（SOR）时间推进方法耦合求解非定常Navier-Stokes方程和强迫运动方程,数值模拟了NACA0012翼型、弹道外形(HBS)和有翼导弹等飞行器在不同初始迎角下做强迫俯仰振荡的黏性动态流场,给出动态气动力及力矩系数的时间历程;采用积分法获得飞行器的静导数和动导数,将计算结果与实验结果及半经验理论预测方法进行比较并分析飞行器在大迎角下动态特性的非线性特征;计算结果与实验值相吻合,表明本文采用的非定常数值模拟方法在大迎角下能够较准确地模拟飞行器的动态特性,具有工程应用价值。     

旋转导弹风洞六自由度自由飞动导数实验研究

风洞六自由度自由飞实验,是国内首次开展的一项新的风洞实验研究。实验设备为0.2米×0.2米的超声速风洞,求流马赫数为2和2.5。当超声速流场建立后,将以每分钟一万多转的高速旋转导弹模型,向实验段上游发射。模型在风洞观察窗区飞行时,用高速立体摄影拍摄模型飞行姿态随时间的变化。然后根据飞行姿态记录,通过数据辨识,求得俯仰力矩系数斜率,俯仰阻尼力矩系数和马格努斯力矩系数。实验精度优于国外弹道靶自由飞实验结果,尤其是动导数数据取得了满意的结果。     

导弹模型后体横向喷流干扰特性

通过在2m×2m超声速风洞开展横向喷流静态测力和油流显示试验，获取了来流马赫数为1.5~4.0、迎角为-8°~27°、喷流静压比为5~17.6及不同喷口位置等参数对横向喷流干扰的影响规律，结合数值模拟获取了模型表面极限流线和喷口附近干扰流场结构，进而研究了导弹模型强迫运动下的横向喷流干扰特性。结果表明:在模拟参数范围内，位于导弹模型后体的横向喷流均产生有利干扰；来流马赫数越大，干扰放大因子随迎角变化越剧烈，静压比升高导致干扰放大因子减小，“单独向上喷流”干扰程度大于“单独向下喷流”；强迫运动条件下基本气动特性和干扰均出现动态迟滞，干扰放大因子尤其在大迎角和下俯过程中明显偏离固定迎角值，表明模型运动对横向喷流干扰特性影响较大。      

大攻角风洞自由飞动导数实验研究

实验是在0.2×0.2m~2超音速风洞中进行的,其来流Mach数为2.0。模型为带翼导弹模型。实验时用气体发射装置将模型向实验段上游发射;并以另一气流横吹模型使其呈大攻角状态飞行。最大攻角可达100°。采用高速鼓轮相机记录模型飞行姿态随时间的变化。用改进的数值积分法进行数据处理,求得俯仰阻尼导数随攻角的变化。     

平头增阻再入体俯仰动态特性计算与流动机理分析

采用自由振荡法数值模拟了一种平头增阻再入体的高超声速俯仰动态特性,沿用稳定性导数模型作为动态特性的指标,通过把稳定性导数视为攻角的函数来考虑非线性影响,并应用奇异分解线性最小二乘法辨识稳定性导数。对于本文研究对象,计算结果表明,平头外形在较高马赫数和小攻角范围内存在动不稳定现象,随着再入时马赫数的降低,动不稳定的攻角范围不断缩小,直至演化为动稳定的。文中对平头外形出现这种动态特性现象的空气动力学原因进行了分析,有必要作进一步的确证与研究。     

小迎角高超声速非旋转钝锥非线性运动分析

采用分段拟合技术对小迎角高超声速(马赫数Ma=6)非旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行了分析,获得了非旋转钝锥在小迎角高超声速下气动导数非线性的具体形式,分析了非旋转钝锥在小迎角下的非线性运动特点。研究发现在小迎角范围内钝锥的动导数系数均呈现明显的非线性,而静导数系数非线性较弱,可近似为线性。各组试验的静、动导数系数的非线性形式表明,除模型Ⅱ外的其余模型均为两方向振幅不同的极限圆锥运动,模型Ⅱ为极限平面运动。每组试验两个平面的静导数系数在小迎角范围内保持基本相等。而无论出现极限圆锥运动的四组试验还是出现极限平面运动的一组试验,模型在俯仰和偏航两个方向的动导数系数均存在较大差异。     

Numerical investigation of the shock interaction effect on the lateral jet controlled missile

A computational study on the supersonic flow around the lateral jet controlled missile has been performed. A three-dimensional Navier–Stokes computer code (AADL 3D) has been developed and case studies have been performed by comparing the normal force coefficient and the moment coefficient of a missile body. Different jet flow conditions including jet pressures and jet Mach numbers, and the circumferential jet positions have been incorporated into the case studies. The missile surface is divided into four regions with respect to the center of gravity, and the normal force and moment distribution at each region are compared. The results show conspicuously different normal force and moment variations according to each parameter variation. From the detailed flow field analyses, it has been verified that most of the normal force loss and the pitching moment generation are taking place at the low-pressure region behind the jet nozzle. Furthermore, it is shown that the pitching moment can be efficiently reduced by the lateral thrust obtained through higher jet Mach number rather than high jet pressure. Thus, an angle of yaw is more effective for missile control by side jet than an angle of attack.     

平／钝头外形俯仰动态特性对落点姿态的影响分析

采用自由振荡法数值模拟了平头、钝头外形的超声速俯仰振荡时间历程,并应用奇异分解线性最小二乘法辨识稳定性导数,得到动导数随马赫数和攻角非线性变化的规律.平头外形在较高马赫数和中小攻角范围内存在动不稳定现象,随着再入时马赫数的降低,动不稳定的攻角范围不断缩小,直至演化为动稳定的;小钝头外形则没有动不稳定现象.蒙特卡洛弹道仿真表明,平头外形初始时刻俯仰角的扰动会经历一个先增长然后衰减的过程,最终落地时俯仰角小于1°,满足设计要求,但其落地速度有所降低,可能影响该外形对靶标的侵彻效果.