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。     

弹丸绕流流场贴体网格自动生成研究

贴体曲线网格的自动生成是弹丸绕流流场数值模拟技术的重要组成部分.本文采用Thompson任意曲线网格生成方法和非齐次离散源项,研究了弹丸流场求解域的网格生成问题.实际的流场计算表明,用这种方法生成的曲线网格,完全满足弹丸绕流流场Navier-Stokes方程数值模拟的需要.     

应用TVD格式数值分析低阻远程弹丸绕流场

从全Navier-Stokes方程出发,结合高雷诺数两方程κ-ε湍流模型,应用三维隐式有限体积TVD格式,数值仿真了低阻远程弹丸在来流马赫数Ma∞=0.96,Ma∞=1.1和Ma∞=2.5,攻角α=4°时的绕流流场.为避免分区计算而用代数方法生成了弹丸绕流场O型网格,计算结果得到了清晰的流场波系结构,弹体的迎风面和背风面流场呈现明显的非对称性,弹体表面的压力分布表明低阻远程弹丸的外形设计优化了弹丸的空气动力特性.     

非结构化网格下二维钝头体绕流DSMC数值模拟

本文采用非结构化三角网格为基本网格单元,应用DSMC(直接模拟蒙特卡罗法)方法对超声速稀薄气体钝头体绕流问题进行数值模拟。对不同Knudsen数和不同Mach数下的绕流问题进行数值模拟,得到在高空稀薄气体区域飞行器外部流场变化的一些基本规律。结果表明:随着Knudsen数的增加,激波减弱,激波层厚度增大,激波位置远离钝体表面,壁面热流密度减小;在相同的Knudsen数下,随来流的速度增加,壁面热流密度增大。这些模拟结果对有效的完成飞行器热防护具有十分重要的意义。     

迫击炮弹气动力三维数值模拟

本文主要介绍了用有限分法计算一种带有尾翼的特殊弹丸在攻角时三维绕流流动，通过求解三维Ｎ－Ｓ方程得到流场流动参数，并通过对物面处压力和应力的积分，得到弹丸诸气动力系数，其计算结果可供设计人员参考。     

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.     

再入飞行器基于气动力热约束的飞行轨迹控制优化研究

@@@@为了计算再入飞行器的可压流场特性,采用计算流体力学（CFD）方法获得不同工况下飞行器流场的气动特性。通过对多个工况点下流场热力学状态的分析与对比,给出高超声速飞行器再入飞行过程中的气动加热率与气动特性的数值分布,并依据这些数据对再入飞行器进行飞行轨迹的一体化优化设计与总体飞行仿真。     

多区域网格尾迹积分技术在复杂构型气动力计算中的应用研究

文中以绕DLR-F6翼身、翼/身/架/舱组合体流场为算例,研究了多区域网格尾迹积分技术在复杂构型气动力计算中的应用。采用"对角线判断"方法提高了尾迹面插值搜索区的搜索效率。同时,引入了较高精度尾迹插值方法,为气动力的精确计算提供了平台。研究结果表明:采用文中的尾迹积分技术计算复杂构型的气动力有较高的计算效率和精度。     

模型分解后的气动参数辨识

将飞行器动力学模型中的质心运动和绕质心转动的运动分解开,并把这二部分有关的状态作适当处理,然后根据飞行试验数据,用分割辨识算法分别辨识飞行器动力学模型中的气动力和力矩系数。 仿真结果表明,这样处理既减少了程序工作量和计算时间,同时气动力和力矩系数仍有相当满意的辨识精度。     

球形头罩高超声速绕流流场光传输数值仿真

气动光传输效应会影响导弹的制导精度,文中针对球形头罩的高速绕流流场进行了数值模拟,并对流场的光传输进行了仿真分析。首先求得绕流流场的密度分布,进而转化为非均匀变折射率场的分布;再利用光线追迹法求得光线的传输路径;最后计算得到光线通过湍流流场后的偏折量。结果表明:飞行马赫数越高,则头罩绕流流场的密度及折射率越大,光线的偏移量越大;同时,偏离头罩驻点位置越远,光线的偏移量也越大。     

临近空间高超声速空腔几何特性的DSMC研究

为研究稀薄流区域内空腔内流场的流动特性,采用非结构网格直接模拟蒙特卡洛方法(DSMC)对临近空间不同高度下的不同几何形状空腔进行模拟。模拟条件:高度分别为50 km,60 km,70 km,80 km,90 km; 空腔的长度与深度之比分别为1,2,3,4,5,6,7,8,9,10; 壁面的倾斜角为30°,45°,60°,75°; 来流的马赫数分别设置为5,10,15,20。模拟结果表明:不同的几何形状对空腔内的再循环区域有着显著的影响; 稀薄流区域内不同高度和速度下,空腔内流场的流动结构会在特定的长深比发生类型转变。此外,研究发现改变空腔壁面的倾斜角度可以消除空腔内的再循环区域; 30°以下的角度为适合的倾斜角度。     

基于异常压力场的火炮身管断裂失效再现数值模拟

针对某坦克炮实弹射击出现身管断裂失效的情况,采用问题再现、原因分析、计算分析和效果验证等研究方法,利用LS-DYNA程序流固耦合算法,以等量TNT爆轰产生的高压气体流场近似代替实际火药气体作用,采用基于显式积分的拉格朗日-欧拉耦合算法解决流体与固体的耦合,建立了高压气体与身管之间相互作用的数值模拟,解决了流体形变引起的计算困难问题。引入Johnson-Cook塑性模型以及断裂失效模型描述身管材料动力学响应,在预置初始裂纹的情况下对身管在异常内压下的动力学响应进行了数值计算及分析。数值模拟结果较好地描述了身管材料在异常压力作用下的断裂失效机理,再现了身管发生撕裂损伤破坏的过程,为火炮使用安全性以及故障分析提供了参考。     

液体燃料云团形成过程的数值仿真

针对液体燃料的爆炸抛散问题，本文建立了物理数学模型来描述气液云雾形成的初期运动和发展过程。对于初期运动（近场），建立一维气相运动模型，同时利用移动边界法处理气、液的接触边界。对于后期的气、液多相混合流动过程（远场），建立二维多相流模型。对爆炸抛散全过程编制了计算程序。数值仿真给出了云雾区内重要参数的分布，计算得到的云雾外形变化与试验结果有较好的一致性。     

圆锥罩聚能射流形成过程的数值模拟

针对聚能装药爆破存在的问题,提出一种利用计算机对聚能装药爆破进行数值模拟的方法。通过有限元显式动力分析软件的显式算法对石油射孔弹圆锥型聚能装药爆破形成射流的过程进行数值模拟,分析了圆锥型聚能装药的射流速度的分布特性,并与带外壳的聚能装药的射流过程的模拟结果进行了对比。计算结果与圆锥型聚能射流的物理现象和规律相吻合,说明该计算模型和模拟方法合理、可行,对石油射孔弹生产及科研有一定的借鉴作用。     

基于气体发生剂的子弹药气囊抛撒数值模拟研究

针对以气体发生剂为动力源的子弹药气囊抛撒数值模拟问题,采用LS-DYNA有限元软件,建立了以燃气质量流率-时间历程曲线为输入条件的子弹药气囊抛撒任意拉格朗日-欧拉流体与固体耦合计算模型,提出了采用内弹道理论和密闭爆发器试验求解气体发生剂名义燃速方程和燃气质量流率-时间历程曲线的方法。通过对装填不同药量氮气发生剂的典型子弹药气囊抛撒结构数值模拟,得到该抛撒结构下子弹药出舱速度、过载峰值随气体发生剂药量的变化规律,验证了弹箍对子弹药抛撒的促进作用。试验验证结果表明,所建立的数值模拟计算方法能较好地预测子弹药抛撒运动参数。     

临近空间飞行器再入滑移区气动热数值模拟

计算流体力学方法(CFD)模拟滑移流区高超声速气动热时误差较大,直接蒙特卡罗模拟方法(DSMC)耗 费计算资源。考虑速度滑移和温度跳跃,采用带滑移条件的CFD 方法对钝头双锥体绕流进行计算分析。采用添加2 阶滑移条件的N-S 方程,模拟双锥绕流气动热,并与DSMC 结果和文献数据进行对比分析。结果表明：滑移条件使 壁面热流分布更接近DSMC 模拟值,并且在克努森数不太大的过渡流区仍保持较好适用性;在克努森数较大时,带 滑移条件的CFD 方法模拟的流场结构存在一定误差。     

玻璃钢定向器热弹耦合动态特性分析

为掌握玻璃钢定向器在火箭弹和燃气流作用下的动态特性情况,采用瞬态有限元法对某玻璃钢定向器进行真实工况下热弹耦合性能的数值仿真与分析,获得了玻璃钢定向器热弹动态特性和火箭弹管内运动与作用情况。结果表明某玻璃钢定向器在开始阶段产生的响应应力和应变较大,定向器后端产生的响应应力和变形位移比前端大;燃气流热载荷对玻璃钢定向器的动态性能产生一定影响,其主要影响是在火箭弹出定向器以后,使定向器产生较大热变形。     

内燃机气道内三维气体流场的研究

用数值模拟方法研究内燃机内气体流动的全貌以探求合理组织气流的途径是当前国内外研究的重要课题.利用微机版本的SALE计算程序对内燃机气道内流动进行了全三维流动模拟计算,其结果展示了进气道的结构型线对流动的影响,为进气道的设计与改进提供了依据.