潜射导弹表面空化特性研究

潜射导弹水下高速运动时,弹体表面的空化现象对导弹的力学环境有重要影响。阐述了空化产生的机理,并通过数值模拟研究了空化流动的流场结构,分析了空化数及非凝结性气体含量对空化流动的影响。研究结果表明:空化数越小,水中非凝结性性气体含量越多,弹体表面空化就越剧烈,空化对导弹所受水动力的影响也越大。     

导弹腹部进气道前弹体干扰特性数值分析

为评价腹部进气中等超声速战术导弹中导弹前弹体干扰对进气道总体性能的影响,结合设计实例,基于F luent软件,运用CFD数值模拟技术,开展了进气道与导弹前弹身组合体内外流场的一体化数值仿真计算分析。结果表明,相比单独进气道,因导弹头部弓形激波造成的总压损失及前弹体附面层干扰两方面作用,腹部进气道的实际捕获流量和总压水平总体下降,平均下降幅度在设计点单一随攻角变化时分别达3.5%和3%,在低速飞行段单一随飞行速度变化时分别达3%和4%。此外,也证实导弹前弹体的屏蔽和预压缩作用可适度改善腹部进气道攻角特性,采用附面层隔道可弱化前弹体附面层干扰。     

高超声速导弹多场耦合仿真

为准确预测高超声速导弹气动力与气动热环境，采用分区求解方法，实现气动力/热/结构多场耦合计算，并通过与试验值对比确立了耦合仿真方法的有效性。建立大长细比高超声速导弹仿真计算模型，对导弹弹体结构变形、温度场和压力场进行了数值模拟。仿真结果表明：弹体结构随着攻角增加发生轴向拉伸和横向弯曲；拉伸变形主要由气动热引起，弯曲变形主要由气动力引起；导弹头部气动热与气动力载荷大；耦合效应随着导弹攻角增加更加明显，造成导弹气动热力学环境更加严酷。     

跨介质航行器弹性舵翼空化流固耦合仿真分析

跨介质航行器水中航行过程中的流固耦合效应是影响航行稳定性和结构安全性的关键问题。基于径向基函数法和模态叠加方法,开展跨介质航行器水中运动过程中空化流动与结构振动的耦合仿真,对航行器三角型截面舵翼的流固耦合效应进行研究,分析了不同攻角下的空泡形态以及舵翼与空化流动的相互作用。分析结果表明,在来流攻角为2°～6°时,航行器及舵翼几乎被包在超空泡内部。当来流攻角为8°时,舵翼的自由端会穿透空泡界面,使其所受水动力比小攻角条件下大一个量级,振动特征也更为复杂。     

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。     

旋转导弹非线性动力学建模方法研究

为解决传统线性建模方法不能准确描述旋转导弹不稳定运动形态的问题,对一种旋转导弹非线性动力学建模方法进行了研究。基于空气动力学作用原理,在全攻角坐标系中建立旋转导弹的六分量气动力的描述。考虑导弹弹体运动描述的直观性,在准弹体坐标系中进行动力学建模,采用偏微分形式对气动力和气动力矩进行表述,通过等效代换获得完整的导弹非线性动力学模型。建模中考虑了静稳定力矩和马格努斯力矩对攻角的气动非线性作用,以及洗流迟滞等气动非定常效应的影响;增加了非线性阻尼的作用和舵偏角速度引起的洗流项;考虑了转速效应的影响,增加了转速对面内力矩和面外力矩的作用项。数值仿真结果表明:根据参数不同,该模型可描述攻角运动收敛、分叉和极限环等运动形态。研究为旋转导弹运动分析提供了数学模型基础。     

X型布局导弹冲压发动机攻角特性数值研究

冲压发动机是导弹设计者关心的重要问题之一。在实际飞行中为了有效的跟踪和攻击目标,必然要面对带攻角的情况。为了更好的模拟弹体、进气道和掺混段一体化影响,本文采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区耦合求解可压缩N S方程,数值模拟了掺混段出口压力与来流压力比为P P∞=4 2超临界状态下,二元方形截面"X"型布局一体化通气模型复杂流场。计算了不同攻角对冲压发动机性能和流场所产生的影响,并对结果进行了比较和分析。     

扭曲尾翼弹箭的马格努斯数值研究

为提升掠飞攻顶弹箭较高转速下的飞行稳定性,运用数值计算方法研究了弹体-扭曲尾翼组合体在飞行过程中的马格努斯效应气动机理,并应用标准尾翼弹(BFM)模型的实验数据对数值方法进行了验证。分别研究了带有平板尾翼和扭曲尾翼弹体模型的马格努斯力和力矩随攻角的变化规律,并针对弹体弹翼组合体产生马格努斯效应的机理深入分析。结果表明,扭曲尾翼可有效改善翼面的压力分布,并降低弹体对翼面马格努斯效应的干扰,在大攻角时其表现更胜一筹;弹体所受马格努斯力较大,主要集中在受到涡对称畸变的尾锥部;尾翼主要由于弹体干扰以及几何外形的影响马格努斯力集中在尾部,两者产生的马格努斯力矩数值相差不大,但方向相反。     

滚转偏转头导弹动态特性分析

基于复角模型,研究了弹头偏转对于偏转头导弹飞行稳定性和操纵性的影响。依据偏转头导弹的多体特点,建立了包含弹头和弹体动力学特征的滚转偏转头导弹多体动力学模型,通过模型简化,得出了其复角模型。以弹头偏角作为输入,攻角和侧滑角作为输出,得出了滚转偏转头导弹的传递函数。分析传递函数发现,弹头偏转主要影响了导弹传递函数的零点,文中给出了满足系统最小相位的条件公式;当弹体绕纵轴逆时针旋转时（由弹尾向前看）,导弹模型总为最小相位系统;定性分析了气动参数对于导弹运动稳定性的影响,得出弹头偏转运动对于飞行稳定性没有直接影响的结论;动力学仿真表明,弹头与弹体相互作用,导致两者产生相反的角运动。本研究表明,通过合理的选择气动和结构参数,并使导弹飞行过程中绕纵轴逆时针旋转,可以保证偏转头滚转导弹飞行过程中的运动稳定性,并有利于自动驾驶仪的设计。     

自旋导弹飞行共振稳定性研究

弹体滚转时,结构不对称等因素会对导弹的角运动产生周期性的强迫干扰。针对自旋导弹飞行过程中的周期性干扰和非线性气动特性,建立了非线性弹体角运动模型。在此基础上,采用多尺度法对自旋导弹的受迫角运动方程进行了求解,得到了近似解析解并研究了其稳定性。研究表明,当弹体转动速率接近固有频率时,气动非线性项及干扰项都将影响弹体角运动的稳定性;分析结果显示,合理地设计气动外形可避免共振不稳定的发生,这对自旋类导弹的工程研制具有一定的指导性意义。     

诱导轮旋转汽蚀数值模拟

旋转汽蚀是诱导轮汽蚀不稳定现象中常见的一种,可导致叶片承受循环载荷,引发轴振动,对涡轮泵工作的可靠性造成威胁.本文对一个3叶片诱导轮进行了考虑汽蚀的定常和非定常流动计算,在特定的汽蚀数范围内,在非定常流动计算结果中观察到了旋转汽蚀现象.然后,对一典型计算结果,分析了旋转汽蚀发生时叶片气穴尺寸以及攻角随时间的变化情况.结果表明,叶片上的气穴尺寸与下游相邻叶片的攻角的变化趋势大致相同,但是在气穴尺寸的最大值点附近的变化趋势相反.此外,在叶片气穴尺寸的一个变化周期内,气穴尺寸的变化率与其攻角的变化趋势不完全吻合.     

Hypersonic flows over slender circular cones at small angles of attack

This paper presents a perturbation theory for hypersonic flows past pointed-nose slender bodies of revolution at small angles of attack. The theory presents the counter part of other theories on two-dimensional flow, axisymmetric flow, and flow past delta wings, in the case of bodies of revolution. Further restricting the analysis to Newtonian flow, a straightforward perturbation in the angle of attack is applied to the equations obtained and the resulting equations are solved only for circular cones. A striking feature of this approach is the absence of a vortical layer and a uniformally valid solution at body surface and all over the flowfield. In spite of the yaw angle, conical streamlines at cone surface are predicted which bend around towards the leeward plane. Results obtained for the surface pressure and the shock wave of a circular cone compare very well with other approximate calculations and experiment.     

圆柱体弹丸超高速斜撞击薄板的碎片云特征仿真分析

为研究圆柱体弹丸超高速撞击薄板的碎片云特征,基于仿真软件AUTODYN-3D的光滑粒子流体动力学（SPH）方法,模拟圆柱体弹丸不同长径比、不同攻角条件下超高速撞击薄板的过程。设圆柱体弹丸撞击速度为5 km/s,长径比分别为0.5、1.0、2.0、4.0,攻角为15°～75°,数值模拟结果分析表明:圆柱体弹丸超高速斜撞击薄板形成的碎片云中,大部分是小质量碎片;大碎片的质量和动能占比较大,是造成后墙损伤的主要原因。同时,当弹丸长径比为0.5和1.0时,15°攻角下的碎片云侵彻能力最弱;长径比为2.0和4.0时,75°攻角下的碎片云侵彻能力最弱。研究结果可为航天器防护结构设计优化提供参考。     

基于预处理方法的冲压式翼伞非定常气动特性数值研究

开展绕冲压式翼伞内外一体化流场的二维、不可压、非定常数值模拟。采用预处理的双时间步长方法 ,研究了冲压式翼伞在有攻角飞行时阻力、升力的瞬态特性和非定常旋涡脱落对翼伞气动力的影响问题。气动力特性的计算值与实验结果吻合较好 ,并观察到升力和阻力在大攻角飞行中的周期性变化规律。同时流场的瞬态特性证实上翼面旋涡的发展与运动是导致翼伞气动力脉动的主要原因。计算发现在前缘切口的冲压作用下 ,翼伞内部的压力较高 ,气流几乎保持滞止 ,这是维持翼伞充气外形的主要原因。     

火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术

为获得火星探测器物伞系统动力学仿真中需要使用的降落伞轴向力、法向力、俯仰力矩系数，开展了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验技术研究，研制了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验装置，进行了火星探测降落伞模型高速风洞变迎角试验，获得了火星探测降落伞模型在马赫数范围0.4～0.8、迎角范围0°～25°时的轴向力、法向力和俯仰力矩系数，并对支撑干扰及洞壁干扰影响进行了扣除修正。试验结果表明：火星探测降落伞模型的轴向力系数随迎角变化较小；常规透气伞的法向力系数随迎角增大而增大，在马赫数为0.4和0.6时，低透气伞的法向力系数在小迎角时随迎角增大而减小；在马赫数范围0.4～0.8时，常规透气伞静稳定，低透气伞的静稳定性较常规透气伞减小，在马赫数为0.4和0.6时，低透气伞在零迎角时静不稳定，出现了非零配平 迎角。     

火星进入器壁面脉动压力环境数值模拟

为研究跨超声速阶段来流马赫数、来流攻角及配平翼展开角的变化对进入器壁面脉动压力环境的影响规律，本文采用脱体涡方法对火星进入器模型开展非定常数值模拟，获取壁面不同位置处的脉动压力信息。研究表明：在跨超声速阶段，进入器壁面脉动压力环境随马赫数的增加而趋于减缓。配平翼迎风面分离区受脱体激波影响明显，当来流马赫数较小时，可压缩效应较弱，分离区涡流运动剧烈，诱导的脉动压力环境较强；随着来流马赫数的增加，脱体激波对分离区抑制作用增强，分离区运动受到限制，诱导的脉动压力环境趋于平缓。此外，随着来流攻角增加，配平翼迎风面上再附点的位置向翼根方向转移，从而使翼根处的脉动压力环境趋于恶劣。当配平翼展开180°时，分离区再附点位置基本固定，配平翼迎风面脉动压力环境得到一定程度的减缓。功率谱分析表明，在配平翼迎风面上诱导的脉动压力能量主要集中在中低频区域。     

变螺距诱导轮的气蚀性能研究

为了研究变螺距诱导轮的气蚀性能,通过试验观察了变螺距诱导轮的气蚀发展变化情况,分析了其内部的压力脉动现象。结果表明:诱导轮内的气穴随着入口压力降低,会呈现不同的气穴形态;气穴发展受流量影响,流量越大,气穴发展速度越快;诱导轮内发生了同步旋转气蚀,同步旋转气蚀也受流量影响,流量越大,同步旋转气蚀越强。     

有迎角旋转钝锥的烧蚀滞后滚转力矩的算法

有迎角的再入旋转钝锥由于周向烧蚀滞后将产生滚转力矩。在烧蚀滞后滚转力矩的计算方法中。本文主要介绍滞后引射率和粗糙度对壁面磨擦系数联合影响的一种快速计算方法。给出计算结果与实验数据的比较，分析烧蚀滞后滚转力矩的模数随飞行参数的变化。     

弹道式再入飞行器以配平攻角状态返回的轨道计算原理及相应的控制要求

弹道式再入飞行器一般为轴对称旋成体,但其质心可以偏离对称轴。我们称通过飞行器质心和对称轴的平面为飞行器的对称面。这种飞行器以配平攻角状态返回时,不仅要求其相对于地球的飞行速度矢量平行于飞行器的对称面、飞行攻角恰等于配平攻角,而且要求其相对于质心的转动角速度矢量垂直于飞行器的对称面,能使飞行器的姿态跟随飞行速度矢量的改变。基于上述考虑,本文给出了这种飞行器以配平攻角状态返回的轨道计算原理及相应的控制要求。     

冲压增程炮弹流场数值仿真与分析

建立了冲压增程炮弹的三维计算模型,采用Navier-Stokes理论对冲压增程炮弹进行三维流场数值仿真,给出并分析了不同攻角下炮弹的流场结构和各部分的阻力系数,并与试验数据进行了对比.结果表明,在非设计状态下的总阻力系数比设计状态下的要大.且随攻角的增加而升高,主要是由炮弹空腔及底部的阻力变化所引起的,仿真结果与试验结果吻合较好,对冲压增程炮弹总体设计具有参考作用.