卷弧翼弹零攻角流场数值模拟

通过数值求解三维欧拉方程 ,模拟了一种卷弧形尾翼弹在零攻角下的超音速外流场 ,得到了弹的滚动力矩系数在马赫数 1.4～ 3.0的变化特性 ,与试验数据做了比较 ,并对不同马赫数下的流场做了对比分析 .计算结果与试验数据符合得很好     

超音速单轨火箭滑橇气动特性数值模拟

基于三维粘性可压缩N-S方程以及k-ω湍流模型方程,分析了单火箭滑橇在超音速近地飞行时的气动特性.计算网格为三角形非结构网格和四边形结构网格组成的混合网格,采用有限体积法对微分方程进行离散,应用隐式耦合算法求解离散方程.数值模拟了速度及攻角变化对火箭滑橇气动特性的影响.结果表明,随着马赫数的增加,火箭弹头部表面压力升高;超音速飞行时,火箭弹头部产生激波;火箭滑橇阻力系数随着马赫数的增加,先增加后降低;在小的气动攻角条件下气动阻力和升力变化不大,而侧向力载荷随着气动功角的增加而增大.数值模拟结果为超音速单轨火箭滑橇设计提供了参考.     

攻角对炮射冲压发动机进气性能的影响

采用结构化网格与二阶精度流场分区求解技术,对某冲压发动机超音速进气道特性进行了深入研究.通过数值模拟得到了在飞行高度3000m、飞行速度2.5Ma、不同攻角情况下,超音速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,详细分析了攻角对进气道总压、流量等工作参数的影响.结果显示,随着来流攻角的增大,此进气道总压恢复系数变化不大,流量系数逐渐降低,而流场畸变则明显增大.     

固体燃料冲压增程炮弹用混压式进气道数值模拟及实验研究

利用三维雷诺平均Navier-Stokes方程,在不同攻角和来流马赫数条件下,对带侧向支柱的某固体燃料冲压弹用混压式进气道的内外复杂流场进行了数值模拟,并完成了风洞实验,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布及进气道出口总压变化规律。结果表明:数值模拟所得流场结构与风洞实验纹影图一致;随着攻角的增大,流入进气道的空气流量减少,总压恢复系数降低,出口马赫数基本保持不变;在亚临界状态下,总压恢复系数受攻角的影响显著增大,其值甚至比临界状态时还要低;此外,在同一来流马赫数下,总压恢复系数随进气道出口反压的增大而增大。     

火箭亚跨超声速气动特性数值研究

为研究不同攻角、马赫数下火箭的气动特性,采用有限体积法,对某型火箭在亚跨超声速来流条件下的流场进行了数值模拟,给出了阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数、升阻比以及压力中心随攻角、马赫数的变化规律,结果表明:小攻角和大攻角条件下,阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数和压力中心随攻角表现出不同的特性,且与马赫数也有很大关系;不同马赫数下,升阻比最大值基本在22°～26°攻角范围内取得。     

引信用侧进气涡轮电机三维绕流流场数值模拟

从全三维Naiver-Stokes方程出发,分析了引信用侧进气涡轮电机的外部三维绕流流场数值模拟方法,数值模拟了攻角α=0°,来流马赫数Ma∞=0.4、Ma∞=0.8和Ma∞=1.2条件下的某引信用侧进气涡轮电机的外部三维绕流流场,分析了流场的分布特性,计算结果得到了清晰的流场波系结构,模拟结果与工厂初步实验结果吻合良好.     

小迎角超音速弧形翼空气动力学特性研究

为了进一步研究弧形翼在小迎角超音速下的空气动力学特性,采用FLUENT软件对弧形翼的超音速三维绕流流场进行数值模拟。数值计算模型采用层流模型,离散格式为三阶MUSCL格式。计算来流马赫数取2.5～5.5,迎角取0°～8°。数值模拟结果给出了弧形翼流场激波波谱、表面压力分布等流场特性,重点分析零迎角下弧形翼产生升力的原因,得出了弧形翼在不同马赫数下,其升力系数、阻力系数随迎角变化的规律。     

圆盘空化器超空泡形态三维数值模拟研究

基于结构化网格，运用N-S方程及k一ε湍流方程对均质流场求解，引入修正的Rayleigh-Plesset方程模拟空泡问题。对三维圆盘空化器在不同空化数下进行超空化流动数值模拟，将仿真结果与经验公式进行对比，二者具有良好的一致性。并且解决了带攻角圆盘空化器生成超空泡的数值模拟问题，详细分析了带攻角圆盘空化器生成超空泡的形态特征，总结了带攻角圆盘空化器与无攻角圆盘空化器的优缺点，为优化超空泡形态，实现高效减阻提供了参考依据。     

引信用侧进气涡轮电机三维流场数值模拟

根据侧进气涡轮电机的涡轮转速与流场相互影响的特点,文中提出一种将三维流场数值模拟与电机动力学分析相结合的迭代模拟计算方法.该方法解决了因为涡轮转速不确定而导致三维流场数值模拟所遇到的初始条件无法确定的问题,与给定涡轮初始旋转角速度条件下数值模拟三维流场相比,提高了流场数值模拟的精度.利用该方法对攻角α=0°,来流马赫数Ma∞=0.4、Ma∞=0.8和Ma∞=1.2条件下的某引信用侧进气涡轮电机的内外流场进行了数值模拟,数值模拟结果与工厂初步实验结果吻合良好.     

含侧向支柱冲压增程弹用进气道复杂流场数值模拟

采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术,对含侧向支柱冲压增程弹丸进气道内外复杂流场进行了数值模拟。通过数值模拟得到了对应于不同来流马赫数和攻角情况下,临界工况时,超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构。当进气道扩压段有侧向支柱存在时,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则显著增大。由于攻角的存在,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则明显增大。     

固定鸭舵修正弹非线性与非定常气动数值模拟

为准确获得某固定鸭舵修正弹的气动特性,利用CFD数值计算方法对该弹的流场进行数值模拟,采用密度基隐格式与滑移网格技术,计算弹丸在静态、转动和慢圆运动下各项力和力矩的气动系数。仿真结果表明:该弹的升力系数与俯仰力矩系数的非线性气动特性与一般旋转稳定弹不同,俯仰力矩系数非线性项在亚声速区域为正值,超声速区域为负值; 该弹修正组件所受导转力矩系数在跨声速段随攻角的变化较为剧烈,在非跨声速段的变化较为平缓; 全弹的升力和俯仰力矩与修正组件滚转角、全弹进动角和进动速率都有关。     

冲压发动机增程榴弹绕流流场数值分析

数值模拟的控制方程为雷诺平均的可压缩纳维尔ー斯托克斯(Navier-Stokes)方程,湍流模型釆用k-t两方程模型,数值格式为ニ阶迎风格式。得到了冲压发动机增程炮弹的流场结构,结果表明：冲压发动机增程炮弹在高超音速下阻力系数无明显变化,而在亚音速和低超音速下,阻力系数提高。     

鸭式布局冲压增程制导炮弹三维流场模拟与数值分析

为研究鸭式布局冲压增程制导炮弹的流场与气动特性,根据其在冲压工作状态和被动飞行状态时对应的气动外形,应用分块网格划分方法和Realizable k-ε湍流模型对2种工作状态分别进行了三维流场模拟与数值计算分析,对不同马赫数下炮弹的流场与气动特性进行了研究。结果表明:在超声速条件下,相同攻角时阻力系数和升力系数都随马赫数增大而减小; 同一工况下,与相同外形参数但不采用冲压形式的鸭式布局制导炮弹(参考弹)相比,冲压工作状态下阻力系数约大50.5%,升力系数约小35.7%,被动飞行状态下阻力系数约大42.9%,升力系数约小11.9%; 被动飞行状态采用中心锥组件向前推进的形式对减小阻力是有利的。研究结果为鸭式布局冲压增程制导炮弹的气动外形设计与性能分析提供了一定的理论基础与参考。     

偏转头弹箭流场特性研究

为了揭示超声速条件下偏转头弹箭的气动特性,对超声速偏转头弹箭不同偏角的流场进行了数值计算。对比普通弹丸和偏转头弹丸的流场结构后发现,偏转头弹箭控制方式可有效提高弹丸的气动特性。偏转头的主要影响集中在弹丸头部,表现为头部激波结构的变化,但对下游流场几乎没有影响,从而避免了鸭舵式控制方式中鸭舵对下游流场的扰动,从流场特性的角度揭示了偏转头控制方式的优越性。     

弹形变化对超音速下弹丸气动特性的影响

通过建立小口径弹丸三维模型,采用混合网格划分方法,运用工程流体软件进行了弹丸外流场数值仿真,并对仿真计算的准确性进行了验证。以某5.8 mm枪弹为基础,改变弹丸外形,弧形部和尾锥部尺寸,计算得到弹丸超音速飞行状态下不同气动力参数,研究弹形变化对其气动特性的影响规律,结果表明：弹形各部分尺寸变化对气动力影响不同,弧形部较尾锥部影响更加明显,而尾锥长度比尾锥角的影响更大。     

带微型扰流片旋转稳定弹气动特性分析

为了分析并定量描述微型扰流片在旋转稳定弹上的应用效果,采用计算流体力学方法,对带微型扰流片的旋转稳定弹在不同马赫数下的流场进行研究。通过分析扰流片和弹体表面压力分布,讨论了扰流片尺寸变化对扰流效果的影响,得出了扰流片轴向力系数、法向力系数及静力矩系数随外形参数的变化规律。结果表明:采用扰流片作为气动执行机构能产生较大的操纵力,其附加法向力方向与弹体攻角方向相同; 增加扰流片面积能有效提高弹丸的升阻比; 法向力系数、静力矩系数与扰流片高度呈良好的线性关系,该线性关系在超声速下更为明显。     

超声速脱壳穿甲弹二维流场的数值模拟

脱壳穿甲弹发射时,脱落的卡瓣和弹体间的气动力效应将直接影响弹丸的飞行性能及威力。以脱壳超声速穿甲弹为原型,利用Fluent软件对弹丸脱壳过程进行了数值模拟,计算了此过程中弹丸和卡瓣的气动力参数,并对卡瓣与弹体成不同夹角时弹丸周围的流场进行了分析比较,可为相关研究提供重要数据。     

固定鸭舵双旋火箭弹超声速侧向气动特性

为研究加装了固定鸭舵修正组件的双旋火箭弹的气动特性,采用ANSYS Fluent软件计算弹体周围流场,采用滑移网格方法模拟弹箭旋转运动,在验证数值方法的基础上,对超声速下无鸭舵、鸭舵修正组件不旋和鸭舵修正组件反旋3种状态的双旋火箭弹进行数值模拟,重点分析了鸭舵修正组件对全弹和部件侧向力的影响。计算结果表明:加装鸭舵修正组件后,全弹阻力系数和法向力系数增加,侧向力系数随攻角大幅增加; 弹体侧向力受鸭舵的影响最大,也是全弹侧向力的主要组成部分,尾翼次之,修正组件产生的侧向力最小; 加装修正组件后,鸭舵尾涡与弹体体涡相互干扰是弹体和尾翼侧向力增加的主要原因。     

超声速弹丸高空流场数值模拟与稀薄气体效应研究

利用直角坐标网格技术研究高超声速稀薄气体流动的DSMC模拟方法,编制了高空弹丸外流场数值模拟通用计算程序,将本方法的计算结果与有关文献中公布的理论模型数据进行了对比,验证本方法的正确性。模拟了稀薄流下不同海拔高度尖拱型弹头和其他外形弹头的在超声速来流中的流场,并推广至不同外形弹头气动受力情况的计算,研究其稀薄效应。分析比较发现了随着海拔高度的升高,稀薄效应使弹丸的激波层厚度增加,外部流场压缩性减弱,表面的热流密度有所降低。相比于尖拱型弹头,钝头弹丸在驻点处所受的压力较小,尾部较强,符合高超声速飞行器钝头弹体的受力规律。