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某固体火箭冲压发动机导弹存在着航程阻力大、静稳定性差、平衡攻角偏大、舵效偏高等一系列问题。根据导弹的基准外形,结合相关理论,对影响导弹气动性能的关键部件进行了分析与比较研究,并对外形进行改进,建立了一系列差异化几何模型。用 FLUENT 软件,对导弹在不同攻角条件下外流场进行数值计算,得出了各模型的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数随攻角的变化规律以及表面的压力分布情况。计算结果表明,就设计目标考虑,采用改进后的大进气道、小弹翼、舵面边条、后掠舵面和水平尾翼布局的模型性能最优。为进一步研究该最优布局下各关键部件对导弹气动性能产生的影响,进行了组拆选型风洞试验。试验中将这些关键部件逐步组装到光弹体上,前后共测试了16种模型状态,经对比分析,确定了气动性能最优的外形,且该最优外形与数值计算所确定的最优模型一致。随后对该最优气动外形的导弹进行全弹风洞测力试验。试验表明,相较于基准弹,优化后的导弹模型各项气动性能均有所提高,其中,轴向力系数数值减小了3%~4%,纵向焦点位置平均后移3%左右,平衡攻角较基准弹减小1.5°(60%)左右,对质心的俯仰舵效减小了40%左右,滚转舵效减小了35%左右。试验结果与同条件下的数值计算结果吻合较好,同时这也验证了导弹气动优化过程中 CFD 数值计算方法的合理性。 相似文献
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建立了燃气蒸汽式导弹发射动力系统的数学模型,在此基础上进行数值模拟。在特定初始条件下计算发射筒内的温度、压力,以及导弹运动的速度、加速度和位移随时间的变化规律。研究结果可供相关研究工作参考。 相似文献
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基于雷诺平均的 Navier-Stokes 方程和拼接结构网格技术,采用 MUSCL 格式和 SST 湍流模型,研究了网格密度对半展长襟翼梯形翼高升力构型的数值模拟结果的影响。相应的风洞试验是1998年在 NASA Ames 12英尺增压风洞(PWT)中完成的,试验结果包括了总体气动特性、压力分布。研究内容主要包括网格密度对收敛历程、气动力特性、压力分布和表面流线的影响,以及气动力特性随迎角的变化。研究表明,Ma=0.15,α=16.7°时,网格密度对收敛历程、典型站位压力分布和表面流态基本没有影响,气动力特性随网格密度单调变化;采用不同密度的网格,典型剖面的压力分布与试验结果吻合良好;与修正后的试验数据相比较,数值模拟得到的失速迎角前的气动力系数与试验结果吻合良好。 相似文献
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近耦合鸭式布局鸭翼展向吹气涡控技术数值模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用鸭翼展向吹气间接涡控技术,对后掠角为50°的主翼和鸭翼气动布局进行数值模拟,给出不同吹气动量系数下的数值模拟结果,建立了鸭翼吹气动量系数与布局气动力系数之间的关系。并针对该布局模型,将风洞测力、测压以及水洞流动显示试验结果与数值模拟结果进行了详细的分析比较,结果表明,对鸭翼实施展向吹气技术,确实可以延迟和控制主翼涡破裂、增大升力的效果,在大迎角下把鸭翼作为涡发生器对主翼进行控制是可行的,计算结果与试验结果定性上是吻合的,是可以模拟这种复杂流场的。 相似文献
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基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和多块对接结构网格技术,采用亚跨超CFD软件平台(TRIP 3.0),研究了共同研究模型(CRM)风洞模型支撑装置对CRM翼/身/架/舱(CRM-WBPN)模型压力分布及气动特性的影响。构造了一个包含小、粗、中、细网格的4套网格,并进行了网格收敛性研究,在升力系数为0.50条件下,开展了固定升力系数下模型支撑对CRM-WBPN模型和CRM-WB模型压力分布及挂架短舱阻力增量的影响,以及不同来流迎角下模型支撑对CRM-WBPN模型气动特性的影响。通过与NASA国家跨声速风洞设备(NTF)试验结果和CRM-WB模型数值模拟结果的对比分析,表明模型支撑对固定升力系数下挂架短舱阻力增量影响较小;在计算构型中考虑模型支撑的影响,引起升力系数和阻力系数下降、俯仰力矩系数增加,数值模拟结果更加接近相应的试验结果。 相似文献
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Experimental and Numerical Investigation of the Effects of Passive Vortex Generators on Aludra UAV Performance 总被引:3,自引:3,他引:0
A study of the effects of passive vortex generators (VGs) on Aludra unmanned aerial vehicle (UAV) aerodynamic characteristics is presented. Both experimental and numerical works are carried out where an array of VGs is attached on Aludra UAV’s wing. The flow measurements are made at various angles of attack by using 3-axis component balance system. In the numerical investigation, the Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) code FLUENT 6.3TM is used in the simulations with fully structured mesh with Spalart-Allmaras (S-A) turbulence model and standard wall function. The comparison between the experimental and numerical results reveals a satisfactory agreement. The parametric study shows that higher maximum lift coefficient is achieved when the VGs are placed nearer to the separation point. In addition to this, shorter spanwise distance between the VGs also increases the maximum lift coefficient, rectangular and curve-edge VG performs better than triangular VG. 相似文献
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针对NACA0012翼型舵面偏转问题,数值模拟了不同参数对翼型气动特性的影响。基于非结构动网格技术,采用ALE有限体积描述下的二维可压缩非定常N-S方程,计算通量采用Vanleer格式、时空二阶格式,利用Venkatakrishnan限制器抑制数值振荡。非定常计算结果表明,NACA0012翼型绕1/4弦点作周期性俯仰振动的升力系数和俯仰力矩系数结果与实验数据吻合良好,验证了数值方法的准确性;在翼型舵面表面有分离区产生,升力系数和俯仰力矩系数形成滞回环,在亚声速情况下,滞回环幅值较小,进入超声速阶段以后,幅值增大,随着翼型间缝隙宽度逐渐增加,翼型升力系数和俯仰力矩系数与无缝翼型相比逐渐降低。 相似文献
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进一步发展了非定常雷诺平均N—S方程求解程序,并基于影响系数法,在三种不同振型下就进口气流角对三维涡轮振荡叶片绕流的影响进行了数值模拟研究。数值模拟结果表明,所发展的程序对振荡叶栅流动模拟具有较好的精度;进口气流角对振荡叶栅内部非定常流动以及叶片表面的非定常气动力有着较为重要的影响,且在不同模态下,进口气流角对振荡叶片非定常流动的影响规律表现不同。 相似文献
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为准确获得90°组合多弯管阻力系数,采用数值模拟方法对S弯管管内流动进行模拟,并通过分析归纳S弯管局部阻力的相邻影响机制及规律,提出了90°组合弯管阻力系数计算方法.研究结果表明:弯管阻力系数受2弯连接段长度影响的规律与文献试验结果一致,数值计算方法准确有效;当连接段长度大于4倍管径时,S弯管阻力系数呈线性增长;提出的90°组合弯管阻力系数计算方法考虑了多弯管间相邻影响,且采用提出的方法计算了3弯管和多弯管的阻力系数,并将结果与数值模拟结果进行了对比,二者之间的差距均在3%之内,适合工程应用. 相似文献
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动能BGK算法在近连续流模拟中的应用 总被引:4,自引:0,他引:4
首先比较详细地介绍了动能BGK算法的基本思想,然后应用该算法,数值模拟了克努森数(Knudsen number)为0.0001~1.56,马赫数为1.96绕圆柱的二维粘性流动,研究了滑移边界条件和无滑移边界条件对圆柱阻力的影响,通过与实验结果[5]进行比较,验证了文献[1]关于由连续流到自由分子流的这种流动模型的划分.计算结果表明:采用滑移边界条件,直到克努森数为0.3,计算得到的阻力与实验都符合得很好.因此,采用BGK算法加滑移边界条件,能够模拟由连续流到近连续区的流动. 相似文献
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本文从Boltzmann方程5矩和13矩方程出发,应用三层模型分析了滑流国稀薄气体绕流流场的性态,提出了一个计算这种流场的完整模型。理论分析表明,摩阻系数的小Kundsen数效应是高除小量,可忽略不计;但必须考虑热传导系数的小Knudsen数效应。基于奇异摄动法分析,数值求解了绕二维平板流动流场,壁面摩阻系数和热流率的计算结果与现有的实验和理论结果相一致。 相似文献
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一种前体加宽型高超声速进气道试验方案研究 总被引:2,自引:0,他引:2
根据矩形截面高超声速进气道前体的流动特征,对一种前体加宽型高超声速进气道试验方案开展了数值仿真及高焓风洞试验研究。首先,对不同前体宽度的高超声速进气道开展了三维数值仿真研究,结果显示:随着前体宽度的增加,进气道的流量系数和静压比逐渐增加,而总压恢复系数和隔离段出口马赫数逐渐减小,表现为先急后缓,且当来流马赫数和来流攻角变化时依旧保持上述变化规律。其次,对前体加宽型高超声速进气道试验方案开展了高焓风洞试验研究,结果表明:加宽前体可有效地提高进气道的流量系数,较为真实地反映此类进气道的流动特征,试验结果与数值仿真结果吻合较好。考虑到进气道性能参数随前体宽度变化规律表现为先急后缓,建议在试验条件下前体宽度比取0.5~0.8之间较为适宜。 相似文献