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导弹热发射方式增推效能研究 总被引:1,自引:1,他引:0
为研究导弹热发射增推效能,设计了3种不同方式的排导空间。建立导弹热发射过程的控制方程和导弹全区域结构化网格模型,使用计算流体力学方法进行仿真,分别采用2阶迎风格式和全隐式方法进行空间离散和时间离散;计算了3种不同排导空间条件下导弹的出筒过程、出筒速度,分析导弹发射时筒内气动特征和导弹在发射筒内运动时增推力随导弹位移的变化过程。数值计算结果与原理验证试验结果符合较好。对不同条件下导弹出筒速度的仿真计算结果表明,采用筒式热发射,可以通过改变排导空间的方法实现燃气能量的再利用,将筒内燃气的气动力转换为推动导弹运动的推力,形成额外的增推力,提升导弹筒内运动速度,降低导弹出筒消耗的能量。 相似文献
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同心筒发射装置导弹燃气流热效应数值模拟 总被引:5,自引:0,他引:5
针对某型舰载导弹同心筒发射装置,采用动态网格技术。建立了导弹发射过程中燃气流与发射筒之间的流固耦合换热模型。模型中考虑了导弹在发射筒内运动引起的燃气流场边界的变化。通过对燃气流非稳态传热的数值模拟,得到了发射筒内燃气流及筒壁的温度分布规律,为发射筒的热强度设计提供依据。 相似文献
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湿式独立自排导垂直发射技术研究 总被引:3,自引:0,他引:3
湿式独立自排导垂直发射技术在发射过程中可能会存在发射筒内压力过高的问题,就不同结构参数的湿式独立自排导垂直发射装置进行数值计算,并采用动网格对内外筒间距为17 mm及单筒发射的导弹发射过程进行数值研究和分析.计算中考虑水的汽化效应,采用Mixture两相流计算模型求解气液两相流场,网格更新方法采用域动分层法.结果表明,... 相似文献
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燃气流作用对车载箱式发射的动力学影响 总被引:1,自引:0,他引:1
箱式导弹发射过程中,燃气流在发射箱上的作用对发射的动力学过程有重要影响。结合流场计算和发射动力学仿真,研究某型车载发射系统中燃气流对发射过程的影响。研究结果表明:导弹在发射箱导轨上运动过程中,燃气流作用加剧发射箱出口位置下沉,导弹离轨后,燃气流作用加剧发射箱出口位置回弹,对发射过程造成不利影响。 相似文献
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车载导弹发射过程姿态模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究车载导弹发射过程系统的动态响应和导弹的运动特性,从理论角度分析了发射过程系统的振动特性,并综合分析了导弹运动扰动原理.在对发射系统合理简化的基础上建立了整车刚柔耦合动力学模型,在模型中考虑了抛盖与燃气冲击载荷,进行了完整发射过程的刚柔耦合动力学仿真.所得仿真结果与试验数据相吻合.研究结果表明,所建刚柔耦合动力学模型能够较真实地模拟导弹发射过程,整个系统结构阻尼设计基本合理,能够满足战术要求. 相似文献
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针对导流器排导方式在车载导弹热发射过程中具有的烧蚀和架设撤收问题,提出一种利用二氧化碳喷射冲击燃气射流从而降低发射车与导弹表面温度的新型排导方案。以计算流体力学为主要的研究方法,建立三维定常计算模型,分析燃气射流与二氧化碳射流冲击流场的特性,计算并得出:随着下排管道伸入流场长度增加,发射车壁及弹体的温度先降低再升高;随着上排管道与发射车壁夹角减小,发射车壁及弹体的温度逐渐降低;随着上排管道出口到下排管道高度减小,发射车壁及弹体的温度逐渐降低。该方案在喷管出口到地面距离改变后的其他工况中仍有意义,可以为车载导弹热发射降温排导提供可行的全新设计思路。 相似文献
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为了研究火箭发射场坪上排焰道口射流流场的弯曲变化规律,基于亚声速直线射流的理论公式,提出一种横风场中亚声速弯曲射流分析方法。推导了非均匀风场作用下亚声速弯曲射流轴线方程,以及弯曲射流半宽、横截面速度、质量流量和轴线速度的近似公式;在恒定风速横风场条件下采用近似公式和计算流体力学(CFD)两种方法计算不可压缩弯曲射流的轴线和速度分布,基于CFD结果对近似公式的参数进行修正,根据近似公式参数变化分析初始半宽和速度比对射流的影响。结果表明:近似公式可以较准确地描述射流现象;初始半宽的变化对射流形状影响较小;速度比的变化对射流形状具有显著影响;所采用的理论方法在分析发射场坪排焰道口射流时具有可行性。 相似文献
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为保障导弹发射安全,研究某导弹贮运发射箱设计可行性及发射过程中箱弹动力学特性.基于多体动力学理论,建立了发射系统动力学仿真分析模型,并利用Fluent软件建立了贮运发射箱流场分析模型.仿真分析结果表明:贮运发射箱与导弹适配性较好,能够满足导弹发射安全性要求.飞行试验测试结果验证了设计方案及仿真分析结果的有效性. 相似文献
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多片弹翼反坦克导弹动导数数值计算 总被引:1,自引:1,他引:0
为估计一种多片弹翼反坦克导弹动态气动特性,改进现有的数值模拟计算飞行器动导数的方法。采用准定常方法,利用滑移网格技术模拟飞行器定常滚转运动流场。使用减缩频率法,通过更改来流条件,模拟飞行器的非定常俯仰振荡运动。在此基础上介绍了滚转、俯仰阻尼力矩的具体计算过程。将这些方法应用于标准验证模型和一种多翼反坦克导弹的动导数计算中。计算结果表明:用这些计算方法计算飞行器的动导数,具有精度高、效率高的特点,可以被工程应用所参考。 相似文献