导弹气动特性工程计算通用程序设计与研究

以三级以下弹箭常见的气动外形为计算模型，编制了气动特性工程计算通用程序（ADM系统），该软件适用于计算马赫数0～10、飞行攻角0～30°范围内多种火箭和导弹的气动参数。利用风洞实验数据详细检验了计算误差，除跨音速段外，升力、阻力系数计算误差分别小于3％和3．5％，压心系数误差小于1％。经过防雹火箭和探空火箭使用验证，该程序用于火箭设计是可靠的。     

固体火箭发动机地面试验喷管摆角测试方法研究

主要介绍QC小组在固体火箭发动机地面试验喷管摆角测试方法研究活动中,按照PDCA循环的基本方法,采用创新的技术及合理的软硬件设计,建立了发动机地面试验喷管摆角测试新方法,解决了传动机构间隙对摆角测试精度的影响,提高了发动机地面试验喷管摆角测试精度。     

箭体上的凸起物对火箭气动特性的影响

综合大量实验研究结果,本文给出了火箭箭体上的环形凸起物和纵向凸起物对火箭气动特性的影响。其中最主要的是改变滚转力矩的大小和方向。而这正是姿态控制系统设计的重要依据之一。因此,给出凸起物的设计原则,对火箭气动设计有实际意义。     

10°尖锥气动特性边界层转捩诱导量的测定研究

本文用风洞实验的方法在国内外首次测出了１０°尖锥气动特性的转捩诱导量，包括转捩诱导法向力及其作用点，转捩诱导俯仰力矩和尖锥压心的转捩诱导量。研究结果表明，这些转捩诱导量随Ｒｅ数的变化趋势合理，具有确定的规律性。研究认为，这些转捩诱导量产生的原因是细长锥边界层转捩的不对称性。利用这些结果，可以很好地解释边界层转捩何以对细长锥的气动静稳定性和气动稳定性产生极为显著的影响以及静、动稳定性转捩诱导量之间的相关现象。此外，这个研究结果还有助于证明边界层转捩将影响物面的压力分布。本研究是在Ｍ＝５，α＝０°的流场中完成的，实验的Ｒｅ数范围为ＲｅＬ＝２．８×１０６～１３．８×１０６。     

喷管全轴摆动时牵连运动和摆角不对称分析计算

研究并用实例计算了全轴摆动喷管在非理想状态下摆动时作动器牵连影响和正负摆角不对称性对摆角控制的影响。为满足总体对喷管的要求，在喷管设计和两路作动器安排时，必须考虑这些影响，把它们限制在一定的范围内。     

超音速分离线喷管内流场数值模拟

采用数值方法求解超音速分离线(SSSL)喷管内流场,研究了不同摆角对喷管流场分布的影响,对比分析超音速分离线与亚音速分离线喷管的轴向推力、径向推力及偏转放大因子随喷管摆角的变化规律,为超音速分离线喷管的设计研究提供理论参考。计算结果表明,摆动对超音速分离线喷管内流场影响显著,随着摆角的增大,内流场的非对称性和激波强度均增加;在相同摆管的轴向力分力略有减小,而径向分力则呈现增大的趋势;超音速分离线喷管与亚音速分离线喷管的径向分力比值,即偏转放大因子则随喷管摆角呈先增大、后减小的变化规律,本算例中的最佳放大因子1.36,对应的喷管摆角为2.5°;另外,随着摆角增大,超音速分离线喷管内流场Al2O3粒子分布的非对称特性也逐渐加强,活动体小端局部范围粒子浓度显著增大。     

高超声速平板近空间气动特性的计算分析研究

采用DSMC方法对二维小尺度平板在近连续流至自由分子流区域、攻角为0°～30°下的高超声速气动特性进行计算分析,旨在探索高超声速飞行器在近空间空域内气动特性的变化规律和影响因素.结果表明,升阻比随努森数、马赫数的增加单调下降,相对比来说,马赫数对升阻比的影响不是很明显,而努森数的影响比较明显.特别针对摩阻特性进行了分析,在马赫数10、高度55～110km、0°攻角时摩阻在总阻力中所占比重高达60%以上.随着攻角的增加,由于波阻的急剧增加导致摩阻所占比重下降.在10°攻角下,摩阻在总阻力中所占比重约为45%～70%.30°攻角时摩阻在总阻力中所占比重则下降为12%～50%.同时还发现,在近自由分子流区域中,0°攻角时阻力系数随着马赫数的增加而下降,在有攻角时该马赫数效应呈现减弱趋势.     

固体火箭发动机燃气射流流场和声场数值计算

燃气射流噪声是固体火箭发动机工作过程中的主要噪声源之一,射流流场的参数对其产生的射流噪声有重要影响。通过大涡模拟(LES)对不同尺寸喷管形成的超声速高温射流进行了三维非稳态数值模拟,随后在合适的声源面中,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学模型和傅里叶变换得到了燃气射流噪声声压级的空间分布。计算结果表明,随着喷管尺寸增大,超声速射流核心区变大,喷口流场波节数增加,对喷管尾流场的影响域扩大,其产生的射流噪声也增强;燃气射流噪声辐射有较强的指向性,在射流轴向30°角方向噪声声压级最大,与相关文献中的试验结果比较吻合。研究结果可为后续固体火箭发动机降噪设计提供参考。     

类Clipper再入返回飞行器气动特性分析

针对类Clipper再入返回飞行器的气动特性,采用近似反设计的方法,在飞行器外包络等约束条件下,通过形状控制函数,计算出类Clipper飞船的气动外形。基于计算流体动力学(CFD)数值模拟方法,研究分析类Clipper再入返回飞行器在不同高度、不同马赫数和不同攻角下的全空域/速域气动特性变化规律,并结合不同飞行状态下的压心位置探讨飞行器的稳定性。结果表明:类Clipper再入返回飞行器在不同飞行状态下能够具有良好的气动特性,最大升阻比可达1.1以上,属于中等升阻比再入,总体呈现出良好的静稳定性,可在未来作为具有可重复使用再入返回飞行器的方案之一。     

高超音速飞行器气动特性工程计算

计算了某高超音速火箭的气动特性 ,并用风洞试验数据进行比较 ,验证了计算方法是可靠的。在此基础上 ,用该方法计算了高超音速导弹各种常见外形的气动特性 ,形成数据库 ,便于今后在工程上应用     

级间热分离条件下带有延伸喷管的固体火箭发动机尾部流场分析

通过数值方法求解二维轴对称N-S方程,对级间热分离条件下带有延伸喷管的固体火箭发动机尾部流场进行了数值分析。分析表明,展开前,受限尾流使延伸锥、发动机后封头及基础喷管外壁处于严重的热环境中;展开过程中,尾流作用在延伸锥上的气动力变化剧烈。计算结果对发动机的热防护设计及展开机构的驱动力设计提供了依据。     

塞式喷管在固体火箭发动机上的应用研究

针对固体火箭发动机要求，比较了3种可能的环排塞式喷管结构形式，认为环排瓦状塞式喷管是目前最可行的方案。以高空工作的固体发动机喷管为例，设计了一个8单元环排瓦状塞式喷管和与其对比用的钟形喷管，在相同尺寸限制奈件下，塞式喷管的面积比大大高于钟形喷管。通过数值模拟的方法对设计的环排瓦状塞式喷管的流场和性能进行了研究，分析了不同反压下塞锥流场特点和塞锥表面的压强分布。计算结果表明，塞式喷管在设计点效率为97．41％时，其真空效率为78．63％。这比对比用钟形喷管的一维理想真空效率高出近2．0％。     

卷弧翼火箭气动参数数值模拟

由卷弧翼火箭圆锥运动稳定性分析需要,对卷弧翼火箭稳态流场作数值模拟,并将计算结果与试验结果进行对比,验证了数值模拟的精度,且计算中得到试验中不易获得的侧向力矩系数。根据翼面压力分布,分析了卷弧翼火箭自诱导滚转力矩和侧向力矩产生的原因。利用强迫滚转法和气动辨识技术计算了火箭的滚转阻尼力矩系数,计算结果和试验结果差别不大。经数值模拟圆锥运动时卷弧翼火箭的非稳态流场认为,圆锥运动对阻力的影响主要是由攻角产生的静态效应。     

塞式喷管冷流试验研究

结合试验喷管和试验数据,从高度补偿特性、底部气动特性、塞锥截短对性能的影响和塞式喷管流场等四方面,讨论了塞式喷管的性能和气动特点。试验结果表明:塞式喷管高度补偿效果明显,相对钟型喷管在低于设计高度上仍具有高性能;注入一定流量的二次流有利于提高塞式喷管性能,防止底部开闭过渡时推力较大幅度突降;底部二次流的注入使底部开闭过渡点的压比值升高,底部闭合后的压强值增大;塞式喷管型面设计不理想,将在流场中产生激波,降低塞式喷管的性能。     

固冲发动机设计点性能迭代计算(英文)

固冲发动机热力学性能参数计算是发动机性能计算的重要部分,通常是针对特定的推进剂建立热力学数据表格,然后通过插值取得相应参数。通过对NASA CEA程序进行二次开发,使其成为便于应用的子程序,并以补燃室热力计算为基础,通过给定推进剂配方、进气道总压恢复系数、补燃室燃烧效率、比冲效率等设计参数,建立了满足总体推力要求的固冲发动机设计点性能迭代计算方法,为固冲发动机方案设计提供了一种实用工具。     

SMC模式下RBCC发动机4Ma工况性能仿真

为研究SMC模式下火箭混合比对RBCC发动机性能的影响规律,完成了氢/氧火箭推力室中心布局、二元定几何结构模型发动机飞行马赫数Ma₀=4、高度H=17 km弹道点流场仿真,获得了不同火箭混合比(MR=2、3、4、5、6、8)及燃烧室长度的推力、比冲性能。研究表明:在火箭燃气富燃条件下(MR<8),产生了正的火箭推力增益,且随着混合比的减小,火箭推力增益增加;二次燃烧过程受火箭射流与冲压主流剪切层掺混主导,在给定的基准燃烧室长度下,燃烧效率随着混合比的提高而增加,且火箭射流与冲压主流的超/超射流剪切层燃烧过程一直持续到喷管出口;通过增加燃烧室长度,火箭富燃燃气获得更为充分的燃烧,发动机性能显著提升,但在具体发动机设计中,燃烧室长度的选取需在燃烧效率与结构惩罚之间进行权衡。     

二次喷管对引射火箭性能影响研究

利用引射火箭试验系统和固体火箭发动机燃气发生器，就不同结构的二次喷管对引射火箭的性能影响开展了试验和数值模拟研究。模拟计算和试验结果表明，二次喷管降低了发动机的引射系数，但改变了燃烧室的压强分布，使其推力特性得以改善。在文中所研究的引射燃烧室结构条件下，存在一个最佳二次喷管出口面积，它能使引射火箭的推力达到最大。     

C/C喉衬稳态烧蚀的工程计算

根据固体火箭发动机燃烧中氧化性组分扩散控制喷管喉衬烧蚀和Ａｌ２Ｏ３沉积对喉衬的保护，提出Ｃ／Ｃ喉衬稳态烧蚀的工程方法。３个分动机的烧蚀预示结果与实测结果吻合，该计算方法具有较高的精度。     

喷管喉部型面对发动机效率的影响

采用轴对称无粘流动模型，计算固体火箭发动机喷管喉部上，下游曲率半径和圆柱长度对发动机比冲，喉部流量和推力效率的影响，经与实验数据比较，证明该方法可行。研究结果得出喷管喉部型面应是具一定大小的上，下游曲率半径，并有一较短的圆柱段。文中提供的喉部型面参数的一般取值范围可供设计参考。     

运载火箭发动机喷管变形机构型综合分析研究

为有效缩短箭体长度,增大喷管扩张比,提高发动机比冲,对运载火箭发动机进行了喷管变形机构型综合分析。首先分析了国内外喷管变形机构发展历程,在此基础上系统总结了喷管变形机构的典型应用,并对典型喷管变形机构进行了方案分析,研究了其组成原理和功能设计特点,最后基于机构拓扑图分析方法给出机构构型方案及设计方法。介绍了国内外相关喷管变形机构各构型方案运动原理及设计特点,并综合分析评价了各方案,提出了喷管变形机构技术发展建议,可为运载火箭发动机变形机构设计提供支撑。