激波入射位置对壁面燃料喷射区的燃烧与流场的影响

为解决超燃冲压发动机超声速流中的燃烧控制问题, 通过试验和数值分析探讨了在超声速流中的壁面燃料喷射区射入斜激波, 其位置对流场结构和对燃料氢喷流燃烧区的影响.     

国外超声速地面效应研究进展

介绍了超声速地面效应的研究现状、风洞实验以及滑轨实验的优缺点,对实验技术和数值模拟技术进行了概述和总结。分析了数值模拟在超声速地面效应研究中的进展,并对超声速地面效应的未来研究进行了展望。     

基于气动/弹道耦合的激波针外形优化研究

为了优化钝形弹头激波针外形设计,在超声速条件下实现显著减小气动阻力,有效提高全弹飞行速度的目的,采用数值模拟方法研究了亚、跨、超声速范围内球头激波针外形参数对减阻效果的影响及其流动机理,并以最大落地速度为优化目标,基于气动/弹道耦合方法对激波针外形参数进行了优化。结果表明:亚、跨声速范围内,由于激波针产生的附加阻力较大,使得全弹阻力系数增大,激波针无减阻效果; 超声速时,激波针的减阻效果明显,且随马赫数的增大,最佳减阻外形的长度增大,半径减小。基于气动/弹道耦合的激波针外形优化方法充分考虑了气动阻力对飞行弹道的影响,优化后全弹落地速度、射程增幅提高10.0%左右。同时,在计算范围内增加激波针对全弹升力特性、静稳定性的影响均较小。     

无控飞行弹箭气动加热特性

针对无控飞行弹箭动态红外特征的数值计算问题,提出了一种计算其表面气动加热的数值方法。建立了155mm口径无控炮弹的六自由度刚体弹道仿真模型;取目标在亚声速、跨声速、超声速飞行状态下的弹道数据为来流条件,基于FLUENT进行了外流场数值模拟;分析了弹体表面压力、温度分布及驻点热流密度的变化规律,并与经验公式的计算结果进行了对比验证。结果表明,随着弹头曲率半径减小,驻点热流密度呈非线性增加趋势,马赫数越高,弹体表面的峰值压力和温度越高,且温度变化梯度越大;高温区集中于弹头及弹头部与圆柱部交接处,低温区分布在弹体尾部和底部,数值模拟与经验公式的计算值吻合较好。     

固体燃料冲压发动机稳定燃烧机理研究

利用三维有限体积TVD格式求解N-S/Euler方程组数值模拟固体燃料冲压发动机（SFRJ）突扩燃烧室、补燃室和喷管的统一内流场,研究了从亚声速、跨声速到超声速的整个工作过程,定量计算了发动机内流参数分布,初步揭示了SFRJ内复杂而稳定的工作机理,对于进一步研究该类发动机的流量及工作特性有重要意义。     

对超声速燃烧室自动点火的支配参数研究

在推进超燃冲压发动机实用化的研究中，当前的主要课题之一是在高速气流中的燃料点火、保焰问题。利用数值分析再现了具有后向台阶的超声速燃烧室非反应混合流场，探讨了支配台阶／喷嘴间自动点火区的燃料浓度和滞留时间的参数。介绍了数值计算方法、计算结果及其分析。     

基于杀伤区的超声速巡航导弹对抗PAC-3拦截弹突防效能分析

建立超声速巡航导弹设计参数与突防能力间定量关系成为突防能力分析的难点和关键环节。传统导弹突防能力量化分析采用概率参量,这一方法已难以满足超声速巡航导弹总体方案论证中的突防能力分析需求。文中从突防对抗的机理出发,提出采用地空导弹杀伤区概念定量描述超声速巡航导弹对抗防御系统PAC-3拦截弹的突防效能。在此基础上,结合地空导弹杀伤区计算原理,建立了超声速巡航导弹对抗PAC-3拦截弹的突防效能指标量化计算模型和流程。仿真算例表明,飞行高度和飞行速度等性能参数是影响杀伤区大小的主要因素,同时验证了基于杀伤区分析方法能够较好的满足超声速巡航导弹总体方案论证需求。     

压缩面位置对超声速进气道性能影响的数值研究

针对两侧进气的超声速冲压发动机导弹,建立了弹体与进气道内外流统一流场的CFD模型.通过数值模拟计算,比较研究了两种压缩面位置布置带来对矩形超声速进气道性能的影响.     

2.4 m跨声速风洞低超声速流场调试试验研究

为进一步拓展风洞试验马赫数范围,在2.4 m跨声速风洞开展了低超声速流场性能调试研究,主要内容为声速喷管和孔壁试验段的最高马赫数调试,以及马赫数1.4喷管和孔壁试验段的马赫数1.4流场调试,研究风洞运行控制参数和孔壁试验段结构参数对流场品质的影响。结果表明,通过优化控制参数和调整结构参数,在2.4 m跨声速风洞孔壁试验段中成功建立了低超声速流场,可投入型号应用。     

某跨超声速风洞测量系统

为了提高风洞试验中数据采集的同步性和精准度,针对跨超声速风洞的特点,设计某跨超声速风洞测量系统。介绍风洞测量系统的总体设计,详细阐述了连续与阶梯同步采集、反射内存、NI-PSP技术协议等新技术新方法。给出第1期标模试验,结果表明：该系统运行稳定可靠,具有数据采集精准度高,采集频率高,保存数据完整,数据通信可靠性高和传输时延短等特点,具有较高的自动化程度和拓展能力,并利于国内自主开发。     

圆锥跨、超音速绕流的数值仿真

显式、二阶精度、总变差下降（TVD）有限体积格式解无粘、可压缩气体流动方程组。数值仿真了跨、超音速气体沿圆锥绕流的前部流场。获得波后流场的等压力线、等密度线、等马赫线和圆锥表面的压力系数，确定了锥激波的几何位置。仿真结果与精确解和实验结果吻合较好。     

国外利用斜翼方式增大弹药射程的方法

为了达到无需火箭辅助而增大射程,对国外采用弹体斜翼／尾翼的方式增加弹药射程的方案进行了介绍;该设计方案具有智能舵机控制,制导弹药从超音速、音速,到亚音速的整个滑行阶段,均将保持最大升阻比;为了分析超音速与音速滑行阶段内给定的马赫数与攻角时不同斜翼的最佳后掠角状态,利用重叠网格法进行了系统的纳维-斯托克斯方程计算,通过对斜翼的最优配置设计,无需火箭助推便可使弹药达到100n mile的目标射程。     

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。     

强激波与超声速混合层相互作用的大涡模拟

基于大涡模拟数值方法,文中研究了具有双燃烧室冲压发动机超声速燃烧室工程背景的二维超声速混合层与激波相互作用的情况.强激波入射在混合层上,使当地混合层增长加快,但在下游位置,拟序结构对平均流湍动能的吸收达到饱和,阻碍了混合层增长;超声速气流绕楔流动产生的激波角越大,更大强度的激波入射到混合层上,使其向上偏折更厉害;激波与有反应超声速混合层作用的流场,相对于无激波的燃烧流场,化学反应强度要大很多.     

尾翼-弹身间缝隙对操纵面效率的影响

介绍一种适用于超音速、跨音速条件下,因尾翼-弹身间缝隙引起升力损失的数学模型。分析了影响升力效率的参数和流态实质。指出数学模型的适用范围和改善操纵面效率的途径。     

内埋式航炮膛口流场特性数值模拟研究

为研究飞行速度对内埋式航炮膛口流场特性的影响,基于Navier-Stokes方程和k-ε湍流模型,采用Roe格式分别对4种飞行速度条件下的菱形机翼中内埋航炮膛口流场发展过程进行了数值模拟,对比分析了静止条件和超音速飞行状态下膛口流场的基本特征以及冲击波强度变化关系。结果表明：超音速飞行时形成由火药燃气冲击波、分离激波、滑移面等波系构成的膛口流场结构;在一定飞行速度范围内分离激波尺寸与来流马赫数正相关;膛口附近冲击波超压峰值变化与飞行马赫数有关。     

冲压增程弹丸进气道复杂湍流流畅数值仿真

应用二阶隐式TVD格式对固体火箭冲压发动机增程弹丸超音速进气道内部湍流流场进行了数值仿真。通过对交叉楔面超音速湍流流场数值仿真结果分析，并与实验结果比较，显示该算法和编制的程序是可靠的，能够准确仿真具有激波一激波、激波一边界层相互作用的复杂湍流流场。通过数值仿真得到了不同出口反压条件下超音速进气道湍流流场复杂的波系结构，并分析了流场的发展过程和出口反压对进气道性能的影响，为今后进一步深入研究提供了理论基础。     

弹丸阻力系数辨识模型

采用阻力系数多段样条描述法和非常规炮弹弹道数学模型,建立弹丸阻力系数辨识模型.阻力系数辨识程序通过其数学模型,用雷达测速、气象和其它初始参数,多段样条提取阻力曲线,以及从亚音速到超音速拟合阻力曲线来辨识弹丸的阻力系数.