底部排气弹减阻特性的合理设计

本文提出了底部排气弹减阻特性设计的一般原则与方法。给出了达到最优弹道性能设计的方法与约束条件。该方法对底排减阻特性研究与底部排气弹设计有较大的理论与实用价值。     

超声速底部排气弹底部流场与气动特性研究

为了研究超声速底部排气弹气动特性,采用AUSMPW+迎风格式、k-ωSST湍流模型、8组分12反应化学动力学模型和二阶矩湍流燃烧模型耦合求解三维带化学反应的Navier-Stokes方程。在数值方法的有效性和可靠性得到验证的基础上,对超声速底部排气弹底排真实气体流场进行了数值模拟,分析了攻角和船尾角对底部排气弹的底部流场结构和气动特性的影响规律。计算结果表明:攻角对底部流场结构影响较大。随着攻角的增大,迎风面和背风面的初始回流区体积逐渐减小,且迎风面的初始回流区体积始终小于背风区;随着攻角的增大,底部阻力系数、总阻力系数等气动系数均增大;不同工况下存在着相应的最佳船尾角。船尾角的改变会引起底部流场结构的变化,同时影响着富燃气体的二次燃烧区域与强度。有底部排气时对应的最佳船尾角比无底部排气时的最佳船尾角小。     

稀颗粒群双流体模型应用于底部排气弹减阻性能研究

依据稀颗粒群假定下的双流体简化模型，采用NND和Mac Cormack方法，本文对底部排气弹底减阻性能进行了研究。分析了非平衡气－粒两相流中颗粒相浓度变化对底排弹减阻性能的影响。和实验比较，稀颗粒群条件下的数值研究更接近实际结果。     

大口径远程榴弹气动力-外弹道综合优化设计

在大口径远程榴弹设计中,在保证弹丸具有足够的威力,飞行稳定性和发射强度的前提下,使弹丸具有最大射程是一个很有意义的问题。本文给出了大口径远程榴弹气动力一外弹道综合优化设计数学模型,本文还首次涉及了底部排气弹外形优化问题。     

弹翼对旋成体底部流动的影响

本文利用压强测量及纹影观测技术研究弹翼对旋成体底部流动及底阻的影响，研究对象包括有无收缩船尾的两种后体，并同时测量了模型的底面和侧面压强分布，通过实验观测结果和理论分析，得到较细致的弹翼干扰结果，有助于进一步认识底部注以动特性及上游干扰，对飞行器设计有实用意义。     

超声速流动中底部排气形式对减阻性能的影响

为了研究超声速流动中底部排气减阻技术,采用AUSMPW+迎风格式、k-ω剪切应力输运(SST)湍流模型、8组分12反应化学动力学模型和二阶矩湍流燃烧模型求解三维带化学反应的Navier-Stokes方程。数值研究了超声速流动中底部排气流场,分析了底部排气形式对底部流场和减阻特性的影响规律和机理。计算结果表明:从减阻性能来看,随着排气参数的增大,采用边缘型排气得到的底压比呈增大趋势,而采用中心型排气得到的底压比呈先增大后减小的趋势;从流场结构来看,随着排气参数的增大,采用中心型排气的流场结构发生较大变化,前、后滞止点位置发生明显改变以至最后消失,初始回流区逐渐被后推以至消失,而采用边缘型排气的流场结构基本无重大变化,前滞止点位置始终不变,后滞止点位置后移,初始回流区始终存在。该文研究可为底排技术的工程应用提供参考。     

底部边界排气的减阻效应

本文利用底外侧周向多孔排气的方法研究具有圆柱后体的超声速旋成体底部流动特性及减阻问题。研究工作在超声速风洞进行，来流马赫数从１．５３到３．０１，单位雷诺数为２．×１０＾７／ｍ到２．８×１０＾７／ｍ。文中讨论了排气流量、气体介质对尾流结构与波系分布的影响，对底部增压减阻的效果，测量了底压分布，拍摄了尾流场纹影。实验结果分析表明，采用此种方法能够有效地干扰尾流边界，控制尾流特性，其中氦气在最佳排气流量     

双组尾翼弹气动特性计算与分析

本文根据双组尾翼弹的外形特点，选用了代数网格生成方法，通过求角N－S方程，对其气动特性进行了数值计算，并对其计算结果进行了分析。由计算结果可知，此种弹的双尾翼可以为其提供一定的转速和升力，提高其静稳定性。并且此种弹已经用于型号设计。     

高速风洞引射式进排气动力模拟试验研究

为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动机进排气对航弹的气动影响量，我们采用引射式动力模拟器在FL-7高速风洞，首次在国内成功的进行了高速风洞进排气动力模拟试验。试验模型缩比为：1：10，M=0.7，Poj/P∞=2.62,CФ=0.79。试验结果表明，有动力后XD，XL，CD增加，Cma减少。试验表明在高速风洞中对于小尺寸的试验模型，采用引射式动力模拟器开展进排气动力模拟试验是一种简便适用的好方法。     

两种涡扇发动机排气系统红外辐射特性的比较

针对弹用涡扇发动机，计算和比较了3μm-5μm波段轴对称分开排气喷管和轴对称混合排气喷管的红外辐射特性，并与模型实验的结果进行了比较。结果表明，两种类型的排气喷管在红外辐射的空间分布和光谱分布特性方面具有相似的特征，但是红外辐射强度的数值有较大差别；内、外涵混合排气，可以显著降低喷管空腔、尾喷流和整个排气系统的红外辐射。     

高速风洞引射式进排气动力模拟试验研究

为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动进排气对航弹的气动影响量，采用引射式动力模拟器在FL-7高速风洞，首次在国内成功地进行了高速风洞进排气动力模拟试验。试验模型缩比为1：10，M=0.7,Poj/P∞=2.262,Cφ=0.79。试验结果表明，有动力后Xd,Cl,Cd增加，Cma减少。试验表明在高速风洞中对于小尺寸的试验模型，采用引射式动力模拟器开展进排气动力模似试验是一种简便适用的好方法。     

新工艺新技术在L8飞机研制中的应用

LS飞机采用梁式和半硬式结构形式，结构材料以铝合金和合金钢为主，垂直安定面和方向舵为碳纤维复合材料，副翼为蜂窝结构。机身共有32个框，以ZI握为界分机身前段和机身后段，整个机身无设计分离面。机炮及供弹系统以吊舱形式悬挂在机身前段底部c机身后段底部的发动机舱门为快卸锁启开，对发动机的安装和维护很方便。座舱盖骨架为铝合金数控加工零件，座舱盖长267m，工艺难度很大。在飞机的研制过程中，我们采用了不少新工艺、新技术。现简介如下。l零件加工中采用的新工艺、新技术1．ha控加工我公司在LS飞机研制中，首次采用了数控加工…     

某型弹用涡喷发动机安装性能分析

在分析S形进气道的总压损失以及进气道，喷管／后体外部阻力计算方法的基础上，建立了针对某型号导弹涡喷发动机的安装性能的计算程序，并结合实际飞行条件，对用户附加引气，功率输出，进气道，喷管安装和环境温度对该发动机性能的影响进行了计算，结果表明，引气和提取功率影响不大，而进气道总压损失和进、排气系统的外部阻力有重要影响，环境温度有一定影响；而且由于弹用涡喷发动机的推力比较小，必须考虑安装性能计算，以便准确判断每一种安装因素所造成的性能损失，为设计和使用方提供理论指导依据。     

基于FLUENT的双翼末敏弹气动特性研究

为研究双翼末敏弹气动特性,基于计算流体力学方法,对S-C形尾翼组合的末敏弹气动外形流场进行计算.获得了末敏弹气动外形表面压力分布规律,以及阻力系数、升力系数、转动力矩系数和压力中心系数随迎角的变化规律.通过模型自由飞行试验获得了末敏弹动态阻力系数和转动力矩系数,结合末敏弹飞行姿态变化分析了双翼末敏弹动态气动特性.结果表明双翼末敏弹增阻效果明显,能够提供平衡弹体自身重量的阻力,达到减速要求.S-C形尾翼组合结构能够为末敏弹提供转动力矩,使末敏弹产生具有稳态扫描形式的运动.研究结果可以为改进末敏弹稳态扫描平台设计提供参考.     

底排装置底部压力和回流区特性研究

采用标准k-ω湍流模型和有限速率化学反应燃烧模型对二维轴对称雷诺平均N-S方程进行了数值计算,分析了超声速自由来流下冷流和H2-O210组分28步基元燃烧反应的底部排气近尾迹区流场特性,得到了不同排气参数下底部压力和回流区特性,与实验值相吻合.计算结果表明,在较小排气参数下添能比加质更有利于底压提高;随着排气总温的增加,最佳排气参数逐渐减小,回流区逐渐减小;回流区前滞止点位置随着排气参数、排气总温等因素变化而变化,而后滞止点位置几乎不变,但燃烧对回流区前后滞止点均产生了影响.     

带弹弹舱三维流动数值计算研究

采用纳维-斯托克斯(Navier-Stokes)方程数值模拟了Ma=1.5速度下的弹舱空腔流动以及弹舱挂弹后的流动,得到了弹舱底部压力系数、压力脉动功率谱密度等分布图,分析了挂弹前后弹舱内部的流动特性。从计算结果可以看出,弹的存在致使舱内流动与空舱时相比变得更加复杂,表明弹对舱内流动有较大影响,且这样的影响对弹的安全分离不利。因此,在对弹舱流动进行分析时,应充分考虑弹对流动的影响。     

基于最优控制的突防和打击一体化策略

针对攻击弹同时考虑对防御弹进行突防和对目标进行打击的问题,设计攻击弹和防御弹的视线角速度在某一时刻趋于一个非零值,并将此作为终端约束,考虑攻击弹控制能量最小建立性能指标函数,基于最优控制理论设计突防最优制导律。综合考虑攻击弹对防御弹的探测、预估遭遇时间设计了突防开始和结束时机,构建了离线数据库以在线运用,为参数选择提供依据。基于可用过载约束、落角约束等构建了可达域解析模型。综合考虑攻击弹的突防和打击问题,设计了突防/打击一体化策略。仿真结果表明：基于离线数据库进行参数选择的突防制导律具有良好的性能;可达域解析模型具有良好的精度;突防/打击一体化策略能够使得攻击弹在实现突防的同时完成对目标的有效打击。     

机载红外干扰弹技术研究

红外干扰弹作为红外对抗的重要组成部分，经过几十年的发展，今天已达到相当高的水平。本文首先概述了机载红外干扰弹设计的考虑因素，然后细致研究了机载红外干扰弹的设计。     

飞行器排气系统红外隐身技术探析

针对飞行器排气系统的红外隐身问题,对其红外辐射特性、辐射机理进行了讨论分析,重点探讨了排气系统应用遮挡技术、冷却技术以及低红外发射率技术等几种红外隐身技术的特点和效果,论述了飞行器排气系统红外隐身技术的发展趋势,为飞行器红外隐身设计提供了参考。     

基于能量法的篦齿封严环气弹稳定性数值研究

针对航空发动机篦齿封严环气弹稳定性问题,采用基于三维插值及非定常动网格技术的能量法,建立了篦齿封严环气弹稳定性数值求解模型。在验证数值方法准确性的基础上,研究了供气压力、转速和进气畸变对篦齿封严环气弹稳定性的影响,分析了篦齿封严环气动力、气动功分布特性,揭示了进气畸变对篦齿封严环气弹稳定性的影响机理。研究表明：在本文研究中,外篦齿封严环相对于内篦齿封严环更易发生气弹失稳;随供气压力增加,外篦齿封严环气弹稳定性呈现降低趋势,当供气压力为0.55 MPa和0.7 MPa时,外篦齿封严环存在气弹失稳的风险;转速2 000 r/min和4 000 r/min相对于6 000 r/min具有更大的气弹失稳风险。相比于360°圆周进气,90°圆周进气的外篦齿封严环气动力存在相互抵消的耦合作用,所以90°圆周进气的外篦齿封严环具有较高的气弹稳定性。篦齿封严环在发生气弹失稳时,齿腔底部做功占总气动功百分比会显著增加,故在进行结构优化时,可改变齿腔底部的结构参数以对篦齿封严环气弹稳定性进行改善。