空化对航行器垂向入水特性影响机理研究

航行器以一定速度入水过程中将发生空化现象,这对其受力特性及运动轨迹都有重要影响,是跨介质航行器的关键问题。针对航行器不同速度垂向入水中的空化现象开展了数值模拟研究,采用整体运动网格方法,分析了航行器垂向入水过程中,空化和入水速度对运动特性及流场演化的影响。研究结果表明,超空泡主要从航行器外形斜率改变处开始生成,空泡的闭合与溃灭都会造成受力曲线的较大波动。超空泡的减阻效果主要在航行器完全进入水面后体现,且航行器垂向入水速度越大,阻力系数越小。     

跨介质航行器波浪环境入水流场演变和运动特性研究

跨介质航行器是一种既可以在空中飞行又可以在水下潜航的新概念航行器,基于仿生学原理,提出一种通过改变外形实现水空介质跨越的航行器模型,通过入水试验装置和计算流体动力学方法,对航行器带攻角从空气到水的介质跨越过程进行了试验和数值仿真研究,得到了跨介质入水过程航行器的运动姿态和入水空泡形态,并通过数值仿真得到了航行器的升力、阻力、速度和加速度演化规律。同时基于数值模拟方法对有波浪情况和静水情况下航行器入水过程空泡演变以及运动特性进行对比。结果表明:提出的航行器构型在水中具有较好的姿态调整能力,波浪的有无和波高的不同都会对航行体入水运动特性造成影响。     

航行体高速入水问题研究综述

从理论研究、实验研究和数值仿真研究3个方面综述了航行体高速入水问题的研究进展。入水问题研究可分为入水冲击、空泡的形成演化以及入水弹道3个方向。在入水冲击研究方面,概述了入水冲击的理论计算方法、数值仿真方法以及入水冲击实验的研究进展;在入水空泡研究方面,概述了空泡的形成理论与形态演化模型、入水空泡实验以及数值仿真研究成果;在入水弹道研究方面,概述了入水弹道稳定性的实验、数值仿真研究情况。在此基础上,提出了后续入水研究发展重点方向。     

不同密度比球体入水空泡流体动力特性研究

基于实验与数值计算相结合的方法,针对不同密度比的疏水性球体开展了垂直入水空泡形态及水下流体动力特性研究。建立了基于高速摄像法的小型航行体入水实验系统,并进行了入水空泡高速录像观察。基于VOF方法和动网格技术建立了考虑表面润湿性的回转体入水数值模拟方法。通过与实验结果对比,验证了数值方法的准确性和有效性。基于对实验与数值结果的分析,总结了疏水性球体的入水空泡及水冠发展随密度比与入水冲击速度的变化规律,对比了不同密度比球体在水下空泡夹断前后的流体动力系数。结果表明:随着入水冲击速度的增加,球体动能加大,入水空泡和水冠尺度增大,并从准静态闭合空泡逐渐发展为深闭合及面闭合空泡,临界速度随着密度比的增加而减小。此外,空泡夹断后会形成上下两股高速射流,射流的进一步运动加速了水面及球体附近空泡的溃灭。在流体动力特性方面,球体带空泡航行阶段的时均流体动力系数随密度比的增加而减小,而随入水冲击速度的变化较小,同时空泡夹断会造成流体动力较大波动。     

凹槽参数对通气空泡融合的影响

水下航行体通气技术形成的空泡能够有效降低航行阻力并调节运动姿态,但通气空泡在航行体表面不易融合,空泡形态不稳定,因此开展通气空泡的融合控制具有重要工程应用价值。采用有限体积法进行数值计算,研究了航行体孔后开槽对通气空泡融合的控制作用,并探究了不同凹槽参数对通气空泡融合的影响。研究发现,凹槽改变了空泡的流场特性,槽内产生的旋涡卷吸流经凹槽的气体,使槽内气体向航行体周向发展并融合;当槽宽取0.125D,孔槽间距取0.075D时,对空泡融合的促进以及稳压效果最佳。     

基于流固耦合航行体入水冲击数值模拟研究

针对航行体入水冲击过程中的流固耦合问题,利用任意拉格朗日 欧拉算法建立三维入水冲击数值仿真模型。首先,建立球体入水冲击数值模型,获取了入水过程中的冲击载荷和表面压力数据,通过与试验对比,探究网格密度、接触刚度耦合系数以及时间步长对仿真准确性的影响。结果发现,冲击区域网格密度和接触刚度耦合系数决定流固耦合接触刚度;冲击域的网状密度对冲击系数结果和入水速度变化有明显影响;耦合节点之间的接触刚度系数会影响局部压力峰值。最后,建立锥形头部圆柱体入水仿真模型,提出分段刚体计算截面载荷方法,研究不同速度下结构入水冲击加速度、速度、位移和截面载荷变化规律,与试验结果对比证明仿真准确性。     

跨介质航行器流体动力外形仿生设计

跨介质航行器是一种可在空中与水中两栖巡航并能自由穿越水气界面的新概念海空两栖无人运动平台,需要具备良好的入水和出水性能及较小的水下流体阻力。采用两种生物组合仿生的设计思想,利用全自动三维影像扫描仪获取具有优良入水性能的翠鸟头部和龙虱身体的形体特征点云数据,应用傅立叶级数拟合方法拟合特征曲线,设计了一种跨介质航行器流体动力外形,为减小航行器入水冲击载荷、降低水下航行阻力提供了设计方案。     

回转体倾斜入水空泡试验及六自由度数值计算研究

为研究回转体倾斜入水空泡及参数变化,基于低速入水试验装置和CFD软件对该问题进行了试验和数值仿真研究。通过试验对回转体倾斜入水的空泡演变进行研究,得到了不同时刻空泡形态图。数值计算选用基于N-S方程的雷诺平均(RANS)方法和基于k-ω的SST二方程湍流模型,建立了六自由度数值仿真方法。结果表明:数值计算得到的空泡形态与试验结果一致性较好,依次经历了撞击水面、空泡形成、颈缩、空泡断裂、空泡闭合、表面紊乱和空泡溃灭的过程。进一步分析发现速度、加速度和压力均在入水瞬间和空泡断裂时刻发生波动;偏转角度在回转体尾部刺穿空泡后增幅明显;随着入水角度增加,入水瞬间速度衰减加快、压力峰值增加,峰值出现越早,空泡闭合越难。     

超空泡航行体流体动力数值研究

超空泡技术作为水中航行体增速减阻的重要手段已经成为了共识。超空泡航行体作为目前最具有应用前景的水下航行体,对其流体动力变化规律的研究具有重要的意义。基于有限体积方法,结合N-S方程与空化模型,建立了超空泡航行体自由运动的非定常流场求解数值模拟方法。通过对非定常超空泡流场计算结果的分析,对航行体的流体动力进行分解和建模。结合相关理论分析,确定了超空泡航行体流体动力公式。研究表明,尾拍力与空泡壁面形状、航行速度及尾部沾湿面积等密切相关。     

水下航行体减阻技术综述

空/水跨介质飞行器经空中飞抵目标水域后高速入水，对目标实施快速打击，具有隐蔽性好、突防能力强等特点。但在水下航行中，固/液界面阻力及绕流流场变化等问题严重影响了航行速度与稳定性。减小航行体表面阻力干扰、流场优化是保障水下高速稳定航行的关键。旨在探讨适用于水下高速航行体的表面减阻与流场优化方法，对表面微结构减阻、超疏水表面减阻、超空泡减阻和微气泡减阻４种最具代表性的固/液界面减阻技术进行论述，分析各种减阻技术的机理与应用可行性，探讨适用于水下高速航行体的减阻技术发展方向。     

潜入喷管背部容腔对点火初期压强振荡影响的数值研究

为深入了解点火初期药柱表面的压强振荡情况,采用计算流体力学软件FLUENT对固体火箭发动机喷管堵盖打开前的点火增压过程进行了轴对称数值计算,探讨了潜入喷管背部容腔对压强振荡的影响.计算结果表明,发动机头部和背部容腔内压强振荡最为剧烈,压强峰值和升压梯度峰值随容腔体积的增加而递减.结论可为药柱裂纹的扩展研究及固体火箭发动...     

双股气流对流体控制矢量喷管的影响

利用有限体积法求解三维雷诺平均N-S方程,对激波诱导矢量控制方案下的二元收敛-扩张喷管全流场进行了数值模拟,同时与试验结果进行了对比,进一步讨论了开孔位置对喷管矢量性能的影响。研究表明,要获得较好的矢量性能,必须减小壁面反射激波的作用,因此应该调整开孔位置使得第一道斜激波延伸至喷管出口附近;严重过度膨胀状态下,较好的双股气流方案下喷管获得的矢量效率要优于单股气流方案;而在设计状态附近,两种方案下获得的矢量效率和推力损失基本相同。     

喷管尺寸对超声速喷流噪声影响研究

为研究喷管尺寸对超声速喷流噪声特性的影响及其声场分布规律而设计了冷流实验系统,选用3种不同尺寸的喷管,采用LMS数据采集系统及噪声处理软件,对不同喷管尺寸、不同来流压强下的喷流噪声进行了采集和处理.实验结果表明,超声速喷流噪声具有较强的指向性,随着测点偏离喷流中心轴线角度从30°增加到180°,其声压级峰值逐渐减小,峰...     

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％。     

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。     

塞式喷管多参数性能优化计算

从影响塞式喷管推力性能的因素中总结出内喷管倾角，内膨胀比、总膨胀比，燃气总压和飞行高度这五个主要因素，并以推力最大为目标函数运用枚举和逐层优化的方法对上述五个参数的取值进行优化计算，提出了对这五个参数进行优化取值的方法并得到了相关结论，其结论可为实际的塞式喷管发动机设计研制提供部分的理论依据。指导相关设计参数的确定。     

双脉冲发动机点火过程三维数值模拟

以喷射棒式双脉冲发动机燃烧室、级间隔离装置和喷管一体化为研究对象,采用数值仿真技术对Ⅱ脉冲点火过程三维流场特性进行分析研究。计算结果表明,点火初期燃气压力波峰超前于火焰峰到达级间隔离装置,并以压强冲击波形式传播,Ⅱ脉冲燃烧室相对高压区位置不断发生改变;级间孔打开过程对药柱末端压强影响较大,但对Ⅱ脉冲燃烧室压强整体上升过程影响较小;级间孔打开后,燃气经级间孔加速后形成高度欠膨胀射流,并在Ⅰ脉冲燃烧室内形成非对称带状低压区;级间孔分布的非对称性,导致压强及温度在发动机燃烧室中呈现显著的三维分布特性;高温区出现在隔板附近,而在装药前端、装药末端及外围级间孔轴线附近出现低温区。     

发动机喷流对飞行器底部流动影响数值模拟

针对发动机燃气喷流对底部流动的影响开展研究。建立冷喷与热喷计算方法，与经典的高压空气尾喷管喷流试验数据进行了对比，验证了本文建立的三维喷流方法的可靠性。对本文选用的飞行器外形采用冷喷与热喷方法开展了对比计算并与飞行试验值进行比较，分析了两种方法结果的差异。采用热喷方法对来流马赫数 2.5 ，不同飞行高度及喷管进口总压开展计算，研究飞行高度及喷管进口总压对发动机喷流及底部流场的影响。结果表明，保持飞行高度、来流马赫数不变，喷管进口总压增加，底部压力系数逐渐提高。燃气质量浓度最大值位于底部空腔的壁面处，且保持一个恒定值。保持喷管进口总压、来流马赫数不变，飞行高度增加，喷流高速区向后移动且中心区最大马赫数增加。在一定飞行高度下，底部压力系数由负转正，即飞行器底部会出现正推力，这对飞行器的射程会产生重要影响，需要提前评估。     

类火星环境中火箭起降过程喷流影响研究

采用尺度自适应模拟（Scale Adaptive Simulation, SAS）方法对火箭在起降过程中喷流的地面效应进行了数值研究，对比分析了在海平面和类火星环境下的喷流冲击倾斜地面和水平地面时的流场结构以及喷管的侧向载荷。在海平面环境下，喷管内部出现流动分离，喷管内壁压力先减小，在分离点处压力达到最低点，然后压力增加至环境压力。喷流冲击倾斜地面时具有更强烈的流动不稳定性，喷流出现明显的时间演化现象。在类火星环境下，喷管内部不发生流动分离，内壁的压力沿着流向逐渐减小。喷流冲击倾斜地面时，在喷管出口的外侧形成了上下移动的马赫盘；喷流冲击水平地面时，喷流和地面反弹气流相互作用，阻碍了马赫盘的形成。研究结果还表明在类火星环境和海平面环境下，喷流冲击倾斜地面时喷管内壁温度均上升。研究结果将为火箭回收和火星着陆的方案选取提供参考。