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。     

绕回转体通气空泡试验正交设计与分析

航行体模型试验是获得其流体动力特性的重要手段,针对绕回转体通气空泡模型试验工况多、关键参数影响复杂的问题,通过开展绕回转体通气空泡模型试验的正交设计,减少了模型试验次数,节省试验经费,缩短试验周期,获得影响空泡特征参数的主要因素。研究成果能够指导后续试验研究工作,具有良好的工程应用价值。     

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。     

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。     

海流对出水空泡演化过程影响机理数值研究

采用数值仿真手段,重点针对海流对空泡演化过程的影响开展研究,形成考虑海流影响的空泡多相流理论与数值计算方法,分析了海流流向及流速影响,获得了海流对空泡发展演化的作用机制及对航行体流体动力特征的影响规律。研究结果表明:航向海流对溃灭阶段的空泡形态变化影响较为明显,不同海流工况下,泡内水、气分布有所不同,高压产生次序及溃灭过程的流动结构变化也因此不同。横向海流作用下的空泡形态差别不大,受到合成来流方向发生偏转的影响,迎流面向横向来流方向偏斜,造成空泡形状不对称。     

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。     

基于数值实验的航行体流体动力参数研究

基于数值实验对用于航行体轨迹预报的航行体附加质量、位置导数及旋转导数等重要流体动力参数进行了研究。提出了基于物体摇荡运动的附加质量确定方法,根据傅里叶分析,给出了物体受到的附加质量力的分离方法和附加质量的计算方法;水动力数据是用CFD软件模拟物体周期摇荡运动的流场而得。基于上述方法,提出了基于运动状态突变流场模拟的附加质量和旋转导数计算方法。用两种方法分别计算了圆球和椭球的附加质量,两种方法的计算结果与势流理论结果一致。对细长水下航行体的旋转导数进行了计算,结果发现:头、尾附近的两个连接面对升力、力矩变化的贡献最大;两连接面及附近两单元面对应的升力旋转导数为负值;中间其他各面对应的升力旋转导数为正值。对细长圆柱体,改变头尾部形状可引起旋转导数的较大改变。用所提方法不仅可得到细长航行体包括附加质量和旋转导数的多种流体动力参数,而且能获得流体动力参数的空间分布特征。相较而言,基于运动状态突变流场模拟的流体动力参数计算方法更为简便,且更便于分析流体动力的分布特性。     

水下垂直发射航行体空泡流动研究

水下垂直发射航行体是工程研制的重要对象之一,水下垂直发射技术是航行体研究的核心与关键。动基座发射与跨介质飞行是水下垂直发射的两个突出特点,特别是在一定条件下出现的空泡现象使得水下垂直发射物理现象异常复杂。鉴于此,系统梳理了水下垂直发射需要关注的问题,介绍了水下垂直发射航行体空泡流研究的主要技术途径和研究手段,探讨了未来的主要发展趋势。     

水下发射航行体出水过程瞬态响应的谱分析方法

水下航行体在穿越水面时,受到移动式空泡溃灭压力作用,激起结构较大瞬态响应,因此其出水问题是工程设计的关注焦点。针对移动载荷作用下的水下航行体的瞬态响应问题,提出了基于冲击响应谱的谱分析方法,对于多模态下的综合方法进行了研究和比较,并对航行体出水动态响应进行了分析。采用本文方法可以在频域中迅速地获得结构动态响应解,并与时域解具有较好的一致性,且可以考虑外力随机分布下的动态响应,具有较好的适应性。     

水下航行体空泡发展及出水溃灭特性实验研究

针对水下航行体出水过程中的空泡发展及溃灭特性问题,基于新型实验平台,即减压水下航行体运动平台,进行了垂直约束式发射实验,探究了傅汝德数和空化数对空泡发展和溃灭过程的影响。对空泡出水溃灭过程进行描述,并定义了空泡溃灭数Fc,用以衡量空泡溃灭速度。结果表明,傅汝德数主要影响空泡形状,空化数主要影响空泡的尺寸。此外,水下航行体出水时空泡溃灭向下推进速度与傅汝德数呈负相关关系,与空化数呈正相关关系。     

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。     

导弹发射车主机发电时带外供电的方法

对某型导弹发射车主机发电的供电体制进行了简要分析 ,提出了增加外供电体制的措施和方法。外供电方案的实施 ,不仅为部队的平时训练提供了方便 ,而且为提高导弹发射车的可靠性和生存力提供了必要条件 ,增强了整个武器系统的战斗力。     

基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计

针对吸气式高超声速飞行器高空巡航飞行时净推力和升力不足的难题,探索了一种基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计方法。该方法耦合了具有高升阻比特性的乘波机体和气流压缩性能优异的三维内收缩进气道,获得了一种气动性能较优的高超声速飞行器一体化构型。在设计过程中,对一种咽式进气道的几何外形和激波系结构进行了适当改变,得到了能与楔形乘波前体进行一体化设计的类咽式进气道构型,并采用遗传算法对进气道参数进行了优化;以所得到的进气道和乘波体为基础对飞行器整体构型进行了飞行器内外流一体化设计。无黏计算所得流场与理论设计吻合良好,有黏计算结果表明该飞行器在马赫数7时最大升阻比达到3.4,具有良好的气动性能。     

基于龙格库塔法的预测闭路制导方法研究

交会飞行器是要求以一定速度与运动目标交会的飞行器.其运载器的制导任务就是将交会飞行器运送到空间某一特定区域并使之达到期望速度矢量.但是由于干扰力的存在,以及实际物理系统对目标导引量的时延性以及各种误差的影响将造成很大的脱靶量.为此,本文给出了预测闭路制导方法.根据运载器的实时飞行状态和目标的运行参数,通过龙格库塔法对命中点进行预测,在此基础上完成需要速度的确定.经数学仿真验证本文的方法具有很高的制导精度.保证了交会飞行器和所要攻击的目标在同一时刻到达同一位置.     

基于智能差分算法的摩擦力补偿方法研究

针对光电平台低速转动时，受摩擦力影响较大，使得速度跟随曲线出现“死区”现象，导致跟踪性能明显下降这一问题，提出了一种基于智能差分进化算法和Lurge摩擦模型的摩擦力补偿控制方法。通过采集记录光电转台正、反向匀速运动时的摩擦力大小，建立转台不同速度和摩擦力之间的对应关系。通过最小二乘法对摩擦模型静态参数进行分段拟合，采用智能差分进化算法辨识摩擦模型动态参数，并基于反馈的速度信息和获得的摩擦模型等效为摩擦补偿力矩输入到电流环控制输入端，实现平台平稳低速运行。实验结果表明：摩擦力补偿后速度响应误差由补偿前的±0.1°/s减小到±0.04 °/s，提出方法效果显著。     

基于力法的超静定捆绑火箭传力特性研究

对于采用超静定捆绑的助推器来说,对捆绑装置载荷的准确预示是开展构型论证、结构设计和优化的关键工作。基于力法,推导了超静定捆绑助推器的捆绑载荷解析模型,并通过有限元方法进行了验证。在此基础上,获得了捆绑装置刚度、安装位置及捆绑个数对捆绑载荷的影响规律,从而为工程应用提供了一定的参考和理论支撑。     

基于高斯问题的近最优再入预测制导方法研究

再入过程中利用解算高斯问题建立落在地面固定目标的开普勒轨道,由于干扰力的存在,再入飞行器将偏离这条轨道,为此需要对再入飞行器进行速度修正。速度的修正方案有两种:一种是使修正后的轨道返回到事先装订到计算机上的标准轨道上,即标准轨道法;另一种是根据落点重新建立一条可落在固定目标的轨道,即预测制导法。文中利用牛顿迭代法对高斯问题进行优化,得到了可重新落在地面目标的最小速度修正量,得到了一种快速的近最优预测制导算法。仿真结果表明:此算法简单,运算速度快,需用过载小,且得到了较小的脱靶量。     

MSCSG转子系统的扩展双频Bode图稳定性分析方法

为分析洛伦兹力磁轴承驱动磁悬浮控制敏感陀螺（MSCSG）转子偏转过程中的稳定性,针对现有双频Bode图稳定性判据方法仅适用于最小相位系统的不足,提出一种基于扩展双频Bode图的稳定性分析方法。根据洛伦兹力磁轴承工作原理建立了MSCSG转子偏转系统动力学模型;通过变量重构,将实系数双输入双输出系统等效变换为复系数单输入单输出系统;在分析Nyquist曲线与Bode图关联性的基础上,提出针对非最小相位系统的扩展双频Bode图稳定性判据,对不同转速下MSCSG转子系统稳定性进行预测,并通过转速根轨迹曲线预测转子系统的转速稳定区间。所提出的扩展双频Bode图稳定判据结果与时域仿真校验结果相一致,验证了本文所提出的稳定性分析方法的正确性和有效性。     

Experimental investigation of the base flow and base pressure of a clustered launch vehicle

Launch vehicles configured with strap-on boosters presents a very complex geometry and flow field of the base region. One of the most important external force acting on a launch vehicle is the aerodynamic drag, and since the base region has high influence, as base drag, on this force, it is of major importance to predict it accurately. For complex vehicle configurations, analytical procedures are often not well adequate, and numerical flow simulations needs well validated codes and high computer power, to describe and determine the local parameters. So, the use of high speed wind tunnels becomes necessary if flow phenomena and base pressure have to be accurately determined. In the present study an experimental investigation of the base flow region of a clustered launch vehicle, characterised by four strap-on boosters around the core vehicle, has been carried out. The results, which are summarised in the present article, show the behaviour of the base pressure as function of the Mach number, and correlate the contribution of base drag to the total aerodynamic drag. Also features of the local flow field, taken from Schlieren flow pictures, are shown in detail. The article presents the wind tunnel models and program, and shows and discusses the results obtained for several flight regimes.