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研究了超音速气流中正规反射波加一正激波结构下的参数优化特性,给出了求解这种优化结构的方法,通过计算得到了优化条件存在的区域和优化解的特性,它用可于指导超音速飞行器的进气道及相关装置的设计。 相似文献
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介绍非圆形弹身导弹的气动系数的计算程序。该程序速率快,通用性好,便于应用,因而特别适合导导构架的初步设计。为便于识别有开发前景的候选构形,该程序的精度符合分析多种构形和飞行条件的要求。 相似文献
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本文是针对高超声速绕流钝锥体再入飞行器,研究有烧蚀气体产物影响的化学非平衡反应粘性流NS方程数值计算方法。通过带有化学源项的NS方程对流动作数值模拟,总的连续方程由单个组元守恒方程组代替。对13个化学组元,26个气相化学反应,以及2个气相-固相化学反应,研究烧烛碳-空气的化学反应系统,并与纯空气化学反应系统的计算结果进行比较。利用二阶迎风TVD差分格式和激波捕捉法,计算球锥体头部和身部化学非平衡粘性流场 相似文献
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轴对称体的无粘,可压缩,定常,超音速流动的外部流场,在计算时,常采用流动为无旋的假设,当头部激波弯曲较大时,会产生一定的误差。本文对绕轴对称体的这类流动,用有旋特征线理论进行了数值计算。结果与实验数据的比较表明:用有旋特征线理论对绕轴对称体的流场进行计算是完全可行的。该方法的应用对轴对称体的气动力计算具有实际应用价值。 相似文献
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轴对称横向喷流强干扰流场的巨型机向量并行计算 总被引:2,自引:0,他引:2
本文在国产巨型计算机YH-1和YH-2上对MacCormack显格式解轴对称横向喷流强干扰流场的计算程序进行了重构和向量优化使其能并行执行。得到该程序在YH-1上的向量加速比约为6.0,YH-2单机向量运行速度约为YH-1上的向量运行速度的3倍。与传统的串行计算相比较,并行计算大大缩短了程序运行的CPU时间。 相似文献
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导弹气动特性工程计算通用程序设计与研究 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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介绍一种以计算流体力学(CFD)-敏度分析算法为基础的气动设计优化方法。这种方法新颖而有效,可用于设计轴向推力最佳的超音速冲压式喷气发动机后体外形。用无粘流分析方法求解欧拉方程,依次产生目标函数和各种约束。因此,CFD分析是与最优化过程采用的约束极小化方法相结合的。对于最优化所需的敏度系数,即目标函数和约束的梯度采用半解析法获得,而不采用传统的有限差分平滑方法。在一维寻优过程中,为了降低计算成本, 相似文献
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《火箭推进》2015,(5)
发展了三维线性插值算法用于CSD/CFD耦合计算数据交换,对某型液体火箭发动机部分进气涡轮进行了气/热/固多学科耦合数值仿真。结果表明,发展的三维线性插值程序对网格类型限制性小,计算简单,计算量小,插值结果能够满足耦合计算要求。仿真结果表明,某型火箭发动机涡轮由于其部分进气结构设计和叶轮高速旋转,设计工况下在涡轮转子入口处产生了较强的激波,激波与边界层干涉不仅使涡轮转子叶片的载荷分布出现了强烈的不均匀性,同时在叶轮的高速旋转下,该涡轮转子受到强烈的气动、热交变力冲击,其结构强度问题变得尤为突出。耦合计算分析认为设计工况下,该型涡轮结构设计,转子强度能够满足要求。 相似文献
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数值模拟了激波和Rankine涡相互作用,重点研究了波涡相互作用引起的激波结构的变化过程。应用非结构化适应网格下的二阶精度Godunov型的PLM格式来求解Elder方程,对一平面激波与不同涡强Rankine涡相互作用下瞬态激波的运动、发展进行了研究。漩涡与激波间相对强度的大小对激波结构的影响明显,弱相互作用诱导激波变形,强相互作用诱导激波变形并产生分叉。计算结果表明,应用非结构化适应网格的PLM格式所得到的数值解较好地反映了瞬态激波结构的有关特征和信息。 相似文献
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《火箭推进》2015,(4)
喷管的动态特性分析是进行高品质控制系统设计、控制参数优化、控制规律验证的基础。为了分析喷管的动态特性,针对轴对称收扩喷管,基于一维变截面非稳态无粘流动控制方程,利用有限体积Roe类型的高精度WENO格式对控制方程进行离散,采用三阶强稳定型龙格库塔方法进行时间方向的积分,利用激波探测函数实时捕获激波位置,建立了喷管的一维动态特性仿真程序。通过与理论解析解的对比验证了仿真程序和激波探测函数的正确性。在欠膨胀状态下,获得了喷管入口总压、总温扰动下,喷管进出口压力和推力的阶跃响应特性,对比分析了各扰动因素对推力响应特性的影响。进一步分析了扩张段存在激波的情况下,在不同的扰动下激波运动和推力等参数的变化规律,能够为推力控制系统分析提供参考。 相似文献
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导弹翼面结构一次二阶矩法可靠性设计研究 总被引:1,自引:0,他引:1
给出了导弹翼面结构可靠性预测与可靠性设计的随机有限元一次二阶矩法的运算公式;提出了翼面壁板厚度与加强肋宽度作可靠性设计的思路;编制了用于微机的计算程序。试验证明:本文的方法适用于常用导弹翼面结构的可靠性预测与可靠性设计 相似文献
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《航天返回与遥感》2018,(6)
返回式卫星进入地球大气层95km高度左右时,速度达到Ma20,回收舱被高超声速稀薄来流形成的弓形激波环绕,气动加热问题非常明显,准确预测过渡流区的气动热成为一个十分突出的问题。过渡区由于气体空气分子仍然比较密集,基于分子动力学的直接蒙特卡洛模拟方法(DSMC)极其耗费计算资源,而求解Navier-Stokes(N-S)方程的方法误差较大。采用添加二阶滑移条件的N-S方程求解过渡流区气动热,并与开源DSMC2V程序计算结果对比,研究了舱体母线热流、压强系数变化;通过对比两种方法下舱体前缘弓形激波及流场参数变化,分析了滑移条件影响壁面和流场参数的机理。结果表明:回收舱再入过渡区时,钝头驻点区为高压、高热流区,锥身区气动热和壁面压强保持在较低水平。带滑移条件的计算机流体力学方法(ComputationalFluidDynamics,CFD)计算得到的热流、压强系数与DSMC结果吻合良好,具有计算效率高、精度较高的优势。对流场压力、温度、速度等参数分析显示,滑移条件中壁面速度滑移和温度跳跃的加入,改变了壁面流动参数,进而改善了壁面热流和压强的准确模拟能力。滑移条件对外流场参数的影响极小,没有改善稀薄流区流场的模拟能力和激波捕获能力,模拟得到的温度、速度等流场参数及激波位置、激波层厚度等与DSMC结果仍有差别。可以认为,文章采用方法能够满足工程上快速高效预测卫星回收舱再入过渡流区气动热需要。 相似文献
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根据频率响应测试的结果,本文讨论了离散传递函数最小二乘解辨识方法,并对某战术导弹捷联惯导控制系统的惯性组合-计算机的数学模型进行了辨识。结果表明:该方法辨识精度高,算法简单,易于计算机编程。 相似文献