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飞行器气动加热烧蚀工程计算 总被引:2,自引:1,他引:1
高超声速飞行器设计时,为了对防热层气动热烧蚀情况及温度场进行快速预估,提出了集成气动热、材料烧蚀、瞬态温度场的耦合计算方法。通过算例对计算方法和程序进行了验证,表明该方法具有较高的效率和精度。在给定弹道条件下,实现了气动热、热防护材料烧蚀性能和弹体温度场耦合计算。通过该方法可以在高速飞行器设计阶段,快速计算出指定飞行工况下的防热材料烧蚀情况及温度场分布,为飞行器热防护层设计提供依据。 相似文献
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为了准确预测与导弹分离后导弹适配器的初始分离弹道,使用基于局部重构方法的动网格技术,将适配器的运动与流场的变化耦合。通过CFD方法实时求解适配器飞行过程中的气动载荷,并对适配器的六自由度运动微分方程进行求解。使用基于尺寸函数的局部重构方法对适配器周围网格进行更新。通过数值计算得到了适配器在初始分离弹道阶段的气动载荷系数曲线,以及适配器的分离速度、角速度曲线和分离飞行轨迹,并与试验结果进行了对比,两者高度一致。结果表明,在分离初速的作用下,适配器与导弹的距离逐渐增大,在气动力作用下适配器发生偏转,直到初始分离弹道结束适配器未与导弹发生碰撞。 相似文献
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分析了远程滑翔导弹地理约束的形成,建立了三自由度弹道模型、气动模型与气动热模型.在考虑地理等实际约束下,建立了多阶段多约束弹道优化模型.利用直接打靶法将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算.结果表明,研究方法适合于解决考虑地理等约束的远程滑翔导弹弹道问题,所得的最优弹道更有利于满足实际作战需求. 相似文献
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常用滑轨试验评估材料的烧蚀性能,并为预测导弹结构热防护要求提供设计参数,所提出的试验方法,即可用来确定6种用于外层热防护的备选材料的烧蚀热和烧蚀的温度的关系,根据这些关系可以预估这些材料处于与本试验类似的气动加热环境中的烧蚀性能。 相似文献
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洲际助推-滑翔导弹弹道优化与分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了得到洲际助推一滑翔导弹的最优弹道,给出了弹道分段准则,分析了适合的弹道形式;建立了纵平面运动模型、推力模型、气动模型与气动热模型.针对其弹道优化问题,在考虑级间分离、跨声速区、控制、动压、法向过载、突防、弹头鼻头滞点热率与壁温等约束条件下,建立了助推段与滑翔段的多约束多阶段弹道优化模型.利用直接打靶法将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算.仿真给出并比较了3种情况的弹道优化结果.分析表明,助推-滑翔-弹跳弹道更适合于尖鼻头洲际助推-滑翔导弹. 相似文献
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廉斌 《水雷战与舰船防护》2012,(4):5-9,13
针对潜射导弹垂直发射运载器空中热分离问题,建立了轴向弹射分离模型和弹器联合体空中运动数学模型,以内弹道计算为切入点,对内外弹道进行耦合求解。基于燃气节流孔直径不同的3种分离方案,仿真研究了弹器空中分离运动特性,确定了导弹最终运动状态和最佳分离方案。该仿真结果可作为导弹进入气动飞行控制模式初始条件,为潜射导弹全弹道规划提供重要依据。 相似文献
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导弹射程和弹道分析(MRATA)模型是一个对空地(ASM)、地地(SSM)导弹飞行仿真的三维模型.MRATA在微型计算机(IBM PC或APPLE Ⅲ)上用PASCAL语言编写。模型的输入包括导弹气动力和推力数据以及使用者以对话方式提供的飞行控制参数.通过键控输入控制值(攻角、弹道倾角、滚动角),使用者可以对所要求的任何弹道进行仿真,其中包括侧偏和“飞越肩头”的弹道。模型的输出是利用相对于发射点的经、纬度,射向和横向距离、飞行高度和导弹姿态角的随时间变化的导弹弹道曲线. 相似文献
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C/SiC刚性热防护结构热力耦合分析 总被引:1,自引:0,他引:1
高超声速飞行器热防护问题复杂,是弹道参数、外部流场、气动加热、结构温度场、结构变形响应等多物理场的耦合.为提高飞行器结构温度场预估精度,开展气动加热与结构温度场的耦合分析方法研究,基于气动加热工程算法,对典型C/SiC刚性非烧蚀式防热结构进行气动加热与温度场耦合分析.结果表明作用在结构上的净热流密度低于气动加热工程计算得到的冷壁热流密度,设计热防护系统时必须考虑气动加热/结构温度之间的耦合作用. 相似文献
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燃气弹射发射筒内燃气-空气二次燃烧现象研究 总被引:4,自引:0,他引:4
燃气发生器喷出的燃气射流与发射筒内空气发生二次燃烧现象对导弹发射装置产生强烈的热冲击和烧蚀。为了研究含运动边界的发射筒内二次燃烧现象,采用三阶精度MUSCL格式求解9组分10步H2/CO基元化学反应动力学模型,使用域动分层网格更新方法模拟导弹运动。在与燃气自由射流冲击平台效应实验数据对比验证的基础上,分析了发射筒内二次燃烧现象对发射筒内流场和内弹道的影响以及筒内燃气-空气二次燃烧产生的原因。数值结果表明:二次燃烧不仅影响温度场分布,而且影响导弹的内弹道特性; 发射筒内二次燃烧现象是由于燃气发生器喷出的可燃成分与发射筒内O2发生了强烈的化学反应导致的。研究结果对燃气弹射导弹内弹道设计提供了一定的理论基础。 相似文献
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分析了洲际助推-滑翔导弹可达区域的形状,给出了求解思路.建立了三自由度弹道模型、推力模型、气动模型与气动热模型.将可达区域优化转化为四类弹道优化问题,在考虑诸多实际约束下,建立了多阶段多约束优化模型.利用直接打靶法将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算.结果表明,洲际助推-滑翔导弹最佳可达区域可能为不对称的扇形区域,面积可达4430万平方千米. 相似文献