导弹助推器分离过程数值模拟研究

应用了结构网格中的Chimera重叠网格技术和Favre平均三维N-S方程以获得流场解.采用k-ε湍流模型模拟气体的湍流粘性影响,计算中分别考虑空气和两种火箭发动机喷流等三种不同流动介质,采用时间相关边界模拟发动机拖尾段的非定常流动,最终求解带约束的六自由度弹道方程模拟了导弹助推器的分离脱落过程.并对发动机喷流对助推器分离的影响开展研究.所做工作可对于精确确定火箭助推器分离轨迹及姿态提供方法参考.      

带有横喷控制的导弹非定常流场数值模拟

从包含多种组分的N-S方程出发,采用NND2M差分格式,对带有脉冲发动机作为横向喷流控制系统、X型尾翼布局、飞行马赫数M∞=6.0、攻角α∈[-10°,10°]的导弹外流场进行数值模拟,研究了发动机非定常工作过程对导弹气动力动态特性的影响;计算表明喷口位于背风区时喷流影响较小,喷口位于迎风面时气动力变化较大,压心明显前移.     

导弹侧向喷流干扰及多喷口耦合效应数值模拟

侧向喷流与外部来流的干扰流场相当复杂,流场内会出现弓形激波、再附激波和分离旋涡等复杂的物理现象。通过数值求解NS方程,对导弹的侧向喷流干扰流场进行了数值模拟研究,重点讨论了采用空气冷喷流进行喷流干扰模拟的相似模拟准则,通过与燃气喷流的对比,验证了喷流干扰模拟准则在导弹侧向喷流干扰数值模拟中的可靠性。利用建立的侧向喷流模拟方法,对某导弹外形的多喷口耦合效应进行了数值模拟研究,分析了侧向多喷口耦合干扰下的放大因子及流场结构,相关结论可为导弹喷流控制系统设计提供参考依据。     

燃气二次喷射推力矢量控制系统启动过程非定常效应研究

采用数值模拟方法对燃气二次喷射推力矢量控制系统启动过程中非定常效应进行了研究.给出了详细的喷流瞬态干扰流场结构, 以及喷流瞬态干扰区随时间改变的流场细节特性,分析了流动参数和发动机内弹道性能的动态变化过程.研究表明,主/次流干扰流场内流动参数的分布及变化呈现复杂的多样性,启动过程中所呈现出的动态特性与系统稳定工作时有着明显的差异,侧向控制力、燃烧室平衡压强和发动机推力均有显著变化.在飞行器设计中,必须从安全控制的角度出发,考虑这一非定常效应的影响.     

二维弹性扑翼沉浮运动流动特性的数值研究

采用非定常势流板块法和Euler-Bernoul1i梁振动微分方程,对后缘带弹性薄板的翼型在作沉浮运动时翼型绕流和薄板弹性振动之间的流-固耦合过程进行数值模拟,并计算流动特性、非定常气动载荷,尤其是沉浮运动的推力效应.用有限差分法求解薄板的弹性变形运动,气动弹性分析采用弱耦合迭代方式.通过对翼型非定常气动力(升力和推力)、推进效率、尾迹脱落涡计算结果的分析发现,通过调整弹性薄板的刚度,可以使得翼型产生最佳的非定常推力.     

带有横喷控制的导弹流场数值模拟

从包含多种组分的N-S方程出发，考虑两方程湍流模型，采用NND2M差分格式，对带有横向喷流的双锥旋称体高超声速绕流场进行数值模拟，计算结果与已有的试验数据进行对比，符合较好。在此基础上对带有横向喷流控制系统、型尾翼布局、高超声速飞行的导弹外流场进行数值模拟，研究了迎角、多个喷口、热喷流效应和湍流模型对气动力特性的影响；计算表明在无尾翼情况下有／喷流的气动力差别较小，喷流影响随迎角变化不敏感；对带有尾翼的气动布局，喷口位于背风区时喷流影响较小，喷口位于迎风面时气动力变化较大，压心明显前移；多喷口产生的附加推力和力矩不等于每个单喷口线性相加；湍流模型和热喷流效应引起流场结构改变，但是对总的气动力影响不大。     

横向喷流对鸭式导弹滚转特性影响研究

通过数值方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,对导弹横向喷流的干扰流场进行了数值模拟,计算结果与实验数据吻合较好,基本验证了计算方法在横向喷流复杂流场数值模拟方面的有效性。在此基础上,对固定尾翼鸭式布局导弹亚、跨、超声速流场进行了数值模拟,并且计算分析了横向喷流对鸭式布局导弹滚转控制特性的影响,计算结果表明,横向喷流可以有效提高鸭式布局导弹的滚转控制能力。     

高超声速主流中横向喷流干扰非定常特性研究

脉冲发动机产生的横向喷流往往伴随着非定常效应,由于其持续时间非常短,给流场模拟和测量带来很大的困难.目前在地面设备中难以进行精确的试验,本文采用数值模拟方法对横向喷流的非定常效应进行了研究.重点对发动机启动和关车过程中典型时刻的流场进行了细致的刻画,分析了流动参数和模型气动力系数的动态变化过程,并给出了喷流压比和攻角变化所带来的影响.研究表明,喷流启动和关闭过程中,飞行器所呈现出的动态气动特性与稳态喷流时有着明显的差异,尤其是压心位置和法向力系数将发生显著的变化.在飞行器设计中,必须从安全控制的角度出发,考虑这一非定常效应的影响.     

侧向控制喷流干扰流场特性数值研究

侧向喷流是导弹在中高空进行姿态控制的重要手段.本文用数值方法求解N-S方程,模拟了二种带侧向喷流控制的喷流与绕流的干扰流场.通过定性流场结构和物面压力分布与实验结果的比较,数值模拟能较好地模拟侧向喷流与外流干扰产生的复杂流场特性.给出了合理的流场结构和干扰气动力特性,表明数值方法可以作为型号侧向喷流控制设计的研究手段.     

双锥侧向喷流的数值模拟研究

利用侧向喷流进行导弹姿态、轨迹控制是近年来导弹空气动力学前沿热点问题之一。要成功地设计以侧向喷流控制为基础的导弹,必须分析喷流与来流干扰对气动性能的影响。本文采用AUSM 上风格式空间离散三维可压缩非定常NS方程组,数值模拟了双锥侧向喷流干扰流动。将表面压力分布与文献中试验值、计算值进行比较,给出了干扰流场结构,分析了喷流干扰对双锥气动力、力矩的影响。     

吸气式导弹气动力预计方法研究

有攻角条件下在二元进气道壳体的尖锐棱角上会产生脱体涡,使壳体升力增长,导致进气道壳体的升力大于将壳体压扁后形成的小展弦比薄翼的升力。二元进气道阻力对全弹阻力有很大贡献,通气状态下则存在复杂的内外流干扰导致难于计算。本文基于风洞实验数据库和CFD数值计算解,发展了一种可计算带二元进气道吸气式导弹气动力的计算方法,获得了与实验数据吻合很好的计算结果,该方法可用于此类导弹的选型设计。     

A CFD-based numerical virtual flight simulator and its application in control law design of a maneuverable missile model

A CFD-based Numerical Virtual Flight (NVF) simulator is presented, which integrates an unsteady flow solver on moving hybrid grids, a Rigid-Body Dynamics (RBD) solver and a module of the Flight Control System (FCS). A technique of dynamic hybrid grids is developed to control the active control surfaces with body morphing, with a technique of parallel unstructured dynamic overlapping grids generating proper moving grids over the deflecting control surfaces (e.g. the afterbody rudders of a missile). For the flow/kinematic coupled problems, the 6 Degree-Of-Freedom (DOF) equations are solved by an explicit or implicit method coupled with the URANS CFD solver. The module of the control law is explicitly coupled into the NVF simulator and then improved by the simulation of the pitching maneuver process of a maneuverable missile model. A nonlinear dynamic inversion method is then implemented to design the control law for the pitching process of the maneuverable missile model. Simulations and analysis of the pitching maneuver process are carried out by the NVF simulator to improve the flight control law. Higher control response performance is obtained by adjusting the gain factors and adding an integrator into the control loop.     

亚跨声速风洞机弹干扰试验技术

介绍了一种利用小尺寸风洞进行亚跨声速挂弹/载机干扰试验的试验技术,该试验技术是在小尺寸风洞内进行挂弹/载机局部干扰试验,可以测量挂弹投放过程中作用于挂弹及其折叠尾翼上的气动力和舵效率。为验证该试验技术,选取了某空射型导弹进行了挂机干扰试验验证,试验前对局部干扰流场和完整干扰流场进行了数值计算,计算结果表明局部干扰流场与完整干扰流场流态基本一致。试验结果表明,小风洞对局部流场的模拟可以取得合理的试验结果,该试验技术具有可行性。     

基于蒙特卡罗模拟的导弹分离边界计算方法研究

机/弹分离轨迹受到诸如弹射力、分离高度、分离速度等因素的影响,如果要同时考虑这些因素的影响,无论是对CTS实验还是CFD计算都是一个庞大的任务,但这些因素又不得不考虑,否则难以确定导弹的分离边界。这些对分离轨迹产生影响的干扰量,在本文中采用蒙特卡罗方法进行模拟。本文首先用类似网格测力的方法建立气动力数据库,然后采用刚体六自由度运动方程进行轨迹计算,考虑各因素的干扰量,最终获得分离边界。     

大攻角侧向多喷干扰流场特性数值模拟

采用计算流体力学(CFD)方法研究了大攻角状态下侧向多喷口干扰复杂流场对导弹气动特性的影响。首先通过喷流标模和大长细比导弹模型的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)数值模拟,分别验证了所采用的仿真方法对喷流干扰流场和导弹大攻角流动求解的能力;其次采用RANS方程组对大攻角状态侧向多喷干扰流场进行了数值模拟,表明攻角与喷口数量对导弹气动载荷分布产生较大的影响;然后通过对比分析有/无喷流时法向力系数沿导弹轴向的分布,以及流场结构,揭示了不同攻角时喷流干扰流场对导弹气动特性影响的流动机理;最后给出了侧向喷流对导弹建立攻角时间影响的初步分析,表明与采用单独气动舵进行姿态控制相比,在10 km高度采用侧向喷流直接力控制不能提高导弹的快速性。     

固体火箭冲压发动机导弹气动外形设计与试验研究

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。     

旋翼尾流对空空导弹的气动干扰研究

直升机发射导弹时,旋翼尾流对导弹产生很强的气动干扰,研究旋翼尾流对导弹的气动干扰对于改进机载导弹发射技术具有重要意义。结合动量理论和涡流理论,推导了桨叶环量方程,用广义尾流模型计算了旋翼下洗流场。并在此基础上用工程方法计算了有旋翼尾流干扰和无旋翼尾流干扰两种条件下的某空空导弹气动特性,揭示了旋翼尾流对导弹的气动干扰规律,为直升机载导弹的发射控制提供了参考依据。     

悬停旋翼下洗流对导弹的气动特性和初始弹道的干扰研究

用广义尾流模型计算了悬停旋翼下洗流场,在此基础上用工程方法计算了有旋翼尾流干扰和无旋翼尾流干扰两种条件下的某空空导弹的气动特性.将气动力计算和初始弹道计算相耦合,计算了导弹的初始弹道,给出了气动参数沿初始弹道的变化曲线,并对计算结果进行了分析.数值计算结果表明旋翼下洗流对导弹的气动特性和初始弹道有显著的影响,在尾迹区内导弹的气动参数变化较大,尾迹区外气动参数变化比较平缓;弹道参数与无下洗流干扰条件下相比也有很大不同.本文揭示了旋翼尾流对导弹的气动干扰规律和导弹的初始运动规律,研究成果对改进机载导弹的发射技术和弹道控制有重要的意义.     

Development process of muzzle flows including a gun-launched missile

Numerical investigations on the launch process of a gun-launched missile from the muzzle of a cannon to the free-flight stage have been performed in this paper. The dynamic overlapped grids approach are applied to dealing with the problems of a moving gun-launched missile. The high-resolution upwind scheme(AUSMPW+) and the detailed reaction kinetics model are adopted to solve the chemical non-equilibrium Euler equations for dynamic grids. The development process and flow field structure of muzzle flows including a gun-launched missile are discussed in detail.This present numerical study confirms that complicated transient phenomena exist in the shortly launching stages when the gun-launched missile moves from the muzzle of a cannon to the freeflight stage. The propellant gas flows, the initial environmental ambient air flows and the moving missile mutually couple and interact. A complete structure of flow field is formed at the launching stages, including the blast wave, base shock, reflected shock, incident shock, shear layer, primary vortex ring and triple point.     

某中空长航时无人机机载浮标分离安全性研究

研究机载浮标投放过程中气动干扰特性及浮标运动规律,对机载浮标安全投放方案的设计具有重要意义。采用计算流体力学方法对机载浮标投放过程进行数值模拟。通过动态嵌套网格技术模拟浮标运动,结合刚体六自由度运动方程求解三维非定常 N-S ( Navier-Stokes )方程,模拟基于察/打一体无人机平台的浮标自由投放过程,获得详细的包括浮标运动姿态、运动轨迹和受力情况等在内的数据信息;通过算例,验证本文数值模拟程序的准确性。结果表明:浮标投放过程中,轻质浮标口盖自由分离会对螺旋桨后推式无人机的安全性造成重大影响;考虑浮标口盖固连在浮标降落伞上的状态下,初速度为 0m / s 时投放浮标整体(包含浮标、降落伞、口盖)离螺旋桨最近距离为 0.151m ,安全余量不够;初速度为 1.8m / s 时投放浮标整体离螺旋桨最近距离为 0.671m ,满足投放安全性要求。